飞机大振幅滚转运动动态气动特性实验研究

在南航NH-2低速风洞中,对BJ-1飞机模型动态气动特性进行了实验研究.模型在不同攻角、不同振幅和不同频率时绕体轴作大振幅滚转运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了模型不同运动参数对模型滚转力矩和偏航力矩的影响.结果表明,模型攻角从小到大变化过程中,模型的滚转阻尼和偏航阻尼变化很大,滚转力矩和偏航力矩迟滞环变化方向发生改变.模型滚转频率对模型的滚转阻尼和偏航阻尼影响不明显,只改变力矩迟滞环的大小.随着模型振幅增加,滚转力矩和偏航力矩迟滞环从一个变成3个,出现2个交叉点,大滚转角时滚转阻尼和偏航阻尼特性与小滚转角时的相反.     

飞行器双自由度耦合振荡的数值模拟方法

针对模拟双自由度(2DOF)运动的"PQR"强迫振荡试验装置,通过坐标变换,将机构运动转化为空间欧拉角进行表示,实现对机构俯仰/偏航、俯仰/滚转和偏航/滚转等3种耦合运动的统一描述,采用预定运动轨迹的动网格计算技术,构造了基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程的飞行器双自由度振荡数值模拟方法。围绕某复杂构型飞行器低速流动,在模型迎角10°、滚转角±40°、偏航角±40°振荡预设条件下分别对单自由度偏航、滚转振荡和双自由度偏航/滚转振荡进行了模拟,得到的气动系数迟滞回线在形态和量值上与风洞试验结果吻合,证明当前方法可以作为飞行器复杂耦合运动的一种有效研究手段。针对偏航/滚转耦合振荡,从运动形式和气动特性上与单独偏航、滚转运动进行了对比分析,结果表明,耦合运动在气流角、绕体轴的旋转角速度等方面与单自由度叠加效果不同,力矩系数迟滞回线存在曲线交叉的现象,表现出与单自由度振荡不同的阻尼特性。在当前模拟状态下,偏航/滚转振荡流场以横向分离涡运动为主要特征,可以推测大迎角情况下纵横向分离涡流动结构更加复杂,耦合作用更强,需要进一步在分离流模拟方法上开展研究。     

带等离子控制的飞翼布局飞机模型的风洞虚拟飞行试验

等离子体流动控制技术已经在流动控制领域成为热点和焦点。为了研究等离子体对于飞翼布局飞机稳定性的影响,本文研究中采用闭环飞行控制律对飞翼布局飞机模型的操纵舵面进行操控,同时增加等离子控制,对该模型飞机在失速迎角附近区域开展三自由度(3DoF)的虚拟飞行试验研究。结果表明,等离子打开后,在俯仰运动上,使得飞机俯仰振荡幅值变小,增快振荡衰减,在滚转运动上,对滚转角命令的跟随性变好;在偏航运动上,增加了偏航阻尼,改善了原来偏航运动的偏离问题。因此,等离子流动控制对于飞翼布局飞机在失速迎角附近的稳定性改善具有良好的效果,对未来等离子技术的实际应用提供了借鉴和指导。     

非线性负阻尼极限环型角位移振荡运动定量分析

从某飞行器两次飞行记录的俯仰角θ、偏航角Ψ观测值出发,分别采用对Van der Pol方程描述的θ和Ψ的角位移振荡运动微分方程进行气动参数辨识,和对观测值θ-狋、Ψ-t曲线的外包络线进行参数拟合两种分析方法,对该飞行器的角位移振荡运动特性进行了定量分析。两种分析方法取得了较为一致的结果,并证明该飞行器飞行中出现的锥形振荡运动是典型的非线性负阻尼极限环型的振荡运动,获得了非线性负阻尼极限环型气动阻尼力矩的典型表达式。分析结果表明非线性负阻尼极限环类型的气动阻尼能够导致飞行器出现动不稳定。     

带栅格翼导弹超声速阶段滚转阻尼导数的数值研究

滚转阻尼导数是判断导弹动稳定性的重要气动参数。采用求解定常流场的方法,对超声速阶段平板翼翼身组合体和栅格翼翼身组合体的滚转特性进行数值模拟,并与平板翼翼身组合体的实验数据相比,符合较好。计算结果表明,栅格翼的滚转阻尼导数变化复杂,由于弹体背风面分离流和栅格翼翼面失速的影响,滚转阻尼导数随着攻角增加有两次明显转折;平板翼的滚转阻尼导数随着马赫数增加逐渐减小,而栅格翼的滚转阻尼导数随马赫数同样呈现两次转折,在Ma=3.5达到最大值。     

旋转叶片干摩擦阻尼结构减振试验研究综述

研究航空发动机旋转叶片的振动特性及其振动抑制技术,对提高发动机的性能、结构完整性、工作可靠性具有重要意义。从旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验装置、试验激励方法和动态特性测试等方面对旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验进行了较为详细的综述,将旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验分为非旋转试验和旋转试验两类,结合叶片干摩擦阻尼结构减振特性试验的研究现状,提出应在以下方面进行研究:在不旋转条件下,建立随叶片榫头结构、相邻叶片夹角变化的试验装置模型库;探索多叶片阻尼结构的高频激励耦合加载方法和振动响应测试方法;在旋转条件下,研究更符合开车环境的激励方式,发展使用应变片和传感器的高分辨率的振动响应测试方法。     

温度及压强对火箭发动机喷管阻尼的影响研究

为探索燃气温度与燃烧室工作压强对固体火箭发动机喷管阻尼特性的影响,同时为了对冷流试验的改进及不稳定燃烧研究提供相应的理论指导,基于Buffum冷流试验发动机的二维模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算。结果分析表明燃气温度对喷管阻尼有很大影响,而燃烧室工作压强对其几乎没有影响。燃气温度越高,切断脉冲后,压力振荡衰减越快,即喷管阻尼衰减系数越大;不同工作压强下,切断脉冲后,压力振荡衰减速度几乎不变,即发动机喷管阻尼衰减常数几乎不变。     

三角翼受迫俯仰滚转耦合运动的气动特性研究

基于刚性动网格的技术,选用B-L湍流模型,利用有限控制体积法对N-S方程进行数值离散,对76°大后掠三角翼的受迫俯仰滚转耦合运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析。计算结果表明:俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面的涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大。     

三角翼受迫俯仰滚转运动气动特性的数值模拟研究

基于动网格的技术,利用有限体积法对N—S方程进行数值离散,选用湍流模型,对65°大后掠三角翼的受迫俯仰滚转运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析。计算结果表明：俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大。     

增程飞行器高超声速飞行的动态特性

研究了增程飞行器高超声速飞行时的动态特性.短程导弹和火箭弹等高超声速飞行来源于增程的实际需要,从超声速到高超声速飞行所遇到的主要飞行动力学问题是,尽管在增程前低超声速时具有良好稳定性,但在高超声速飞行中会丧失稳定性并导致复杂的锥动.通过飞行和风洞实验表明:高超声速飞行时增程飞行器固有的横侧向稳定特性丧失,带有弱滚转阻尼的不稳定荷兰滚振荡将导致滚转-偏航耦合,此外还存在由耦合导致的轻微不稳定拟周期模态和滚动共振.     

F12全机动态特性数值模拟

采用非定常正弦振荡和准定常旋转坐标系两种数值模拟方法,对F12全机模型三个攻角进行动态特性数值模拟,得到飞行器的纵向组合动导数和阻尼动导数,计算结果与试验数据对比具有良好的一致性,同时用无粘和粘性两种计算方程进行准定常旋转坐标系模拟,计算结果一致,表明两种数值模拟方法准确性高,计算速度快,可为设计提供快速可信的数据支持。     

复合推进剂中铝粉粒度对分布燃烧响应和粒子阻尼特性影响

针对不同初始铝粉粒度的含铝复合推进剂,对其燃烧产物粒子阻尼特性和铝粒子分布燃烧响应特性进行了试验研究。试验结果表明:粒子阻尼的大小取决于流场中的凝相燃烧产物粒径分布和振荡频率,与推进剂中铝粉初始粒度基本无关;粒子阻尼预估方面,采用单一粒径预估的阻尼值与实际测量的阻尼值相比,仍存在一定的误差(10%),需要进一步改进;分布燃烧响应方面,在同一振荡频率范围内,分布燃烧响应特性与复合推进剂中初始铝粉粒度有关,即初始铝粉粒度越大,在燃烧过程中产生的分布燃烧增益越大,这对于发动机燃烧的稳定性是十分不利的。     

三角翼无尾布局全动翼尖的操纵性能研究

基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性影响轻微,超声速时最大设计舵偏量的偏航力矩系数约为0.02,但偏航力矩和滚转力矩具有耦合性;耦合滚转力矩在局部大迎角时易反向,而舵面失升是滚转反向的根本原因;AMT的偏航作用线性较好,作动效率较高,消除不利滚转后是变前掠翼布局一种极具潜力的航向操纵面。     

跪式起落架结构参数对直升机滚转模态频率影响的研究

铰接式单旋翼直升机的滚转模态是影响地面共振最关键的模态。文章针对跪式起落架结构和力的非线性特点,计算了起落架轮轴垂向力与缓冲支柱轴向力的传递系数。利用缓冲支柱及轮胎的静压缩试验数据,采用迭代计算的方法进行了全机地面平衡计算。基于刚度和阻尼等效计算原则,提出了跪式起落架系统的等效刚度和等效阻尼计算方法。通过对UH-60直升机仿真计算可知,摇臂外撑一定角度、缓冲支柱及轮轴长度增加、缓冲支柱与机身连接点下移能够不同程度的提高机体滚转模态频率。若将摇臂撑开30°,缓冲支柱伸长0.2 m,轮轴伸长0.2 m时,机体滚转模态频率可从3.54Hz提高到4.35Hz,比设计改进前提高了22.8%。通过改进起落架结构参数设计提高机体滚转模态频率,能够有效改善直升机的地面共振特性。     

细长翼摇滚的气动特性

对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识，并用改进的单自由度数学模型，计算其非线性滚转阻尼特性后表明，当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时，其阻尼导数始于某一正值，且随振幅的增加而减小，最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值，则是正比于角振幅的变化率，其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。     

锥形间隙孔型阻尼密封动力特性分析及抑振机理

应用非定常动网格技术建立了锥形间隙孔型阻尼密封动力特性多频椭圆涡动求解模型,研究了锥形度和涡动频率对孔型阻尼密封泄漏特性与动力特性的影响,分析了锥形间隙孔型阻尼密封的抑振机理。结果表明:锥形间隙增强了孔型阻尼密封的泄漏直通效应,增加了密封泄漏量。在平均间隙相等的情况下,收敛间隙孔型阻尼密封泄漏量小于发散间隙孔型阻尼密封;在同一涡动频率下,刚度系数随着锥形度的增加而增大,阻尼系数随着锥形度的增加而减小;收敛间隙孔型阻尼密封具有较大的正直接刚度,增加了转子系统的固有频率,发散间隙孔型阻尼密封产生较大的负直接刚度;收敛间隙孔型阻尼密封具有较大的有效刚度和穿越频率,较小的有效阻尼,发散间隙孔型阻尼密封具有较大的有效阻尼,较小的有效刚度和穿越频率;在锥形间隙孔型阻尼密封结构设计时,需要同时考虑转子系统固有频率和同心度的影响。      

临近空间太阳能飞行器横航向稳定性

临近空间太阳能飞行器的横航向气动导数和质量特性与常规飞行器存在显著差异,其横航向模态具有不同于常规飞行器的特点。理论分析表明,临近空间太阳能飞行器滚转交感动导数较大,偏航阻尼动导数较小,导致螺旋模态发散;航向气动阻尼力矩和惯性力矩之比较大,因而荷兰滚模态阻尼比较大。为解决常规线性化动力学模型无法体现风场影响的问题,以地速在机体坐标系中的投影作为状态变量,建立了考虑风场影响、适用于地速为0 m/s状态的线性化横航向动力学模型。利用此模型分析了临近空间太阳能飞行器在水平风和垂直风中的横航向稳定性。分析结果表明,稳定风场对横航向模态特征根无影响,但会导致横航向模态特征矢量发生改变。建立的动力学模型可用于此类飞行器的动力学分析和仿真。     

基于定常N-S方程的导弹滚转数值模拟研究

基于商业CFD软件FLUENT定常N-S方程,在不同计算资源下数值模拟了某标准导弹在不同飞行马赫数、滚转速度和迎角时的滚转特性,并与AEDC报告实验结果进行了对比。计算结果验证了定常算法数值模拟滚转阻尼系数的可行性及其在不同计算资源下计算精度的可优化性,而且定常算法与非定常计算相比消耗更少的计算资源。     

基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法（VLM）对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证。首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12％,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小。     

耦合运动非定常气动模型对飞机飞行特性仿真的影响

 在大振幅偏航滚转单自由度强迫振荡和耦合强迫振荡运动风洞试验的基础上,分别运用准定常气动力建模方法和非定常气动力建模方法,获取飞机的气动力模型;运用两种不同的气动力模型,对飞机的纵向正弦振荡机动飞行进行了仿真。结果表明,准定常模型在小迎角下的仿真结果与非定常模型的结果基本一致;在较大迎角时,准定常模型仿真结果趋于稳定,而非定常模型仿真结果使飞机进入横航向振荡飞行状态,这一现象与F-16XL的试飞结果类似,其主要原因是耦合运动的非定常模型与准定常模型所产生的阻尼特性不一致。这也表明,分析大迎角飞行特性时应考虑耦合运动下的非定常气动特性。