耦合六自由度运动弹性飞机阵风响应数值模拟

耦合飞机刚体六自由度运动,考虑飞机结构气动弹性变形,基于全湍流Navier—Stokes方程流场数值模拟方法．建立了离散阵风作用下弹性飞行器气动载荷与飞行姿态响应的数值模拟技术。其中模态空间中结构动力学方程以及六自由度运动方程分别采用四阶R—K进行时间推进求解,采用RadialBasicFunction（RBF）技术进行气动／结构数据耦合。对应飞机姿态以及弹性变形采用RBF与TFI组合模式的动网格方法进行网格更新;以飞翼布局弹性飞机为数值研究对象,研究了离散阵风作用下飞行器的气动载荷响应以及飞行姿态的变化,对比分析了刚性飞行器与弹性飞行器对离散阵风响应的区别,为进一步系统地分析真实飞机飞行品质提供数值平台。     

战损飞机纵向气动特性分析

作战飞机的易损性分析是其生存力设计与评估的基础问题之一,目前国内外对于战损飞机气动特性的分析评估问题研究较少。以某型战斗机为研究对象,分别建立了其在破片和离散杆两种战斗部打击下的损伤模型,基于N-S方程数值模拟的方法,计算并对比分析了巡航状态下,该飞机两种损伤模型及其无损伤模型纵向气动特性的差异,结果表明,相对于破片战斗部,离散杆战斗部所造成的损伤对飞机纵向气动特性的影响更为显著。结论对于战损飞机杀伤准则的确定具有一定的参考价值。     

复杂外形飞机绕流数值模拟研究

飞机复杂外形的绕流数值模拟在飞机型号研制中有重要的作用 ,也是数值模拟中比较复杂的问题之一。本文采用基于Octree技术的方法生成非结构四面体网格 ,用耦合隐式离散的方法进行有限体积离散 ,利用此方法对某型飞机的绕流特性进行了数值模拟 ,收到较好效果。     

变形飞机动态气动特性数值模拟研究

根据近年来国内外提出的折叠翼变形飞机方案,设计了一种折叠翼变形飞机的3D数模,利用作者发展的动态混合网格技术和非定常计算方法,对该折叠翼变形飞机机翼折叠和展开过程中的动态气动特性进行了数值模拟,并与准定常计算结果进行了对比分析.计算结果表明:机翼在展开/折叠的过程中,飞机的气动特性会发生剧烈变化,在变形飞行控制率设计时需要引起高度的重视.     

机翼静气动弹性数值模拟研究

通过求解基于三维非结构网格的欧拉方程计算机翼气动特性,采用结构柔度影响系数方法进行机翼静弹性变形的计算,利用三维非结构弹性网格技术进行几何外形变形下的网格修正,将以上三部分进行耦合迭代.实现了机翼的静弹性特性的数值模拟.采用开发的数值分析程序,进行了某支线飞机机翼静弹性特性的计算分析,计算结果合理,表明所发展的数值模拟方法可用于机翼静弹性气动特性的分析研究.     

基于共轭方程法的跨声速机翼阻力优化设计

机翼的气动特性从根本上决定了飞机巡航状态下的气动特性,经过良好设计的机翼会明显地提升全机的气动特性。连续共轭方程方法由于其求解梯度的计算量与设计变量数目无关,可以对复杂构型进行有效的优化设计。本文采用连续共轭方程方法对粘性条件下的机翼气动外形进行了优化设计。采用有限体积法进行流动控制方程和共轭方程的数值空间离散,多步Runge-Kutta方法进行时间推进,对于某三维机翼进行了有效的气动优化设计。     

发动机短舱对翼身组合体跨音速气动特性影响研究

为了达到增升减阻的目的,现代民用飞机设计越来越重视飞机各个部件之间的相互影响。部件之间的气动干扰影响着飞机的气动特性,合理的气动布局可以产生有利的气动干扰,获得满意的气动特性。针对民用飞机超临界机翼——翼吊式发动机短舱气动布局,通过数值模拟方法,研究了跨音速飞行时,发动机短舱对整机的气动特性影响。     

雷诺数对飞机气动特性的影响研究

采用CARDC自主开发的基于非结构混合网格技术的大规模并行解算器MFlow,对运输类飞机和战斗机气动特性的雷诺数影响规律进行了研究。通过对不同翼型气动特性的雷诺数影响进行数值模拟研究,探讨了雷诺数对运输类飞机和战斗机气动特性影响不同的原因,得到了翼型厚度和弯度是雷诺数影响气动特性的关键参数的结论。     

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。     

基于非结构重叠网格的螺旋桨滑流非定常数值模拟

基于各向异性非结构混合网格及多套网格重叠技术,通过求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,分别研究了螺旋桨动力特性和螺旋桨滑流对涡桨飞机气动特性影响。运用物面相交准则实现多套网格间的挖洞,采用距离权和三线性插值技术传递重叠区变量信息,并针对定轴旋转优化了网格重叠边界。采用双时间步求解控制方程,内迭代计算采用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)方法。模拟了单独螺旋桨旋转的非定常流动,计算的拉力系数和扭矩系数与试验结果一致,表明采用的数值方法和网格技术能有效模拟螺旋桨滑流效应。数值模拟了某涡桨飞机,对比了有无滑流下飞机的气动特性,给出了滑流对飞机影响。结果表明:滑流导致其后部气流加速和旋转,改变飞机气动特性,增大飞机的阻力和俯仰力矩,导致气流下洗,影响机翼及平尾压力分布。      

A numerical model for bird strike on sidewall structure of an aircraft nose

In order to examine the potential of using the coupled smooth particles hydrodynamic(SPH) and finite element(FE) method to predict the dynamic responses of aircraft structures in bird strike events, bird-strike tests on the sidewall structure of an aircraft nose are carried out and numerically simulated. The bird is modeled with SPH and described by the Murnaghan equation of state, while the structure is modeled with finite elements. A coupled SPH–FE method is developed to simulate the bird-strike tests and a numerical model is established using a commercial software PAM-CRASH. The bird model shows no signs of instability and correctly modeled the break-up of the bird into particles. Finally the dynamic response such as strains in the skin is simulated and compared with test results, and the simulated deformation and fracture process of the sidewall structure is compared with images recorded by a high speed camera. Good agreement between the simulation results and test data indicates that the coupled SPH–FE method can provide a very powerful tool in predicting the dynamic responses of aircraft structures in events of bird strike.     

动力效应对民机高速抖振特性影响数值研究

民机的高速抖振通常是由机翼上激波诱导的分离所致,而发动机动力效应可能会对机翼上激波的强度带来明显影响.基于经过TPS标模及DLR-F6标模算例验证的、在多块结构化网格系统上求解雷诺平均N-S方程的数值方法,结合通过定常计算结果判定抖振发生原因及起始升力系数的方法,研究发动机动力效应对某民机巡航构型高速抖振特性的影响.结果表明:动力效应给基于通气短舱设计外形的高速抖振特性带来了不利影响,使其抖振起始升力系数降低约1.3％总升力系数.     

基于免疫理论的航空发动机磨损故障智能诊断

针对航空发动机磨损故障诊断技术智能化、精确化的发展要求,以传统油液监测技术为基础,结合人工免疫系统(AIS)具有的自适应特性、学习记忆特性及识别特性等优点,提出了一种航空发动机磨损故障的智能诊断方法。该方法首先利用人工免疫理论的反面选择原理生成检测器,优化后的检测器生成算法提高了初始检测器的代表性及覆盖性;然后利用故障样本训练出成熟的检测器,使航空发动机典型的磨损状态信息存储在检测器中,实现对故障模式的有效学习和记忆;最后通过检测器的激活发现航空发动机的磨损故障。对油样数据的实例分析结果表明,该方法对航空发动机磨损故障具有较强的识别能力,对磨损状态有很好的监测效果。     

飞机的全局稳定性分析和非线性控制

现代军用飞机常设计为在大迎角下飞行。此时飞机是一个高度非线性系统，其稳定特性不能用线性方法求解。而实现控制，特别是在非线性不稳定性的情况下，更是十分困难的。本文介绍了一种综合的分析飞机非线性稳定性和控制的方法。即用分岐理论来决定飞机的全局稳定性。用四阶龙格－库塔积分来计算飞机运动的平衡面和分岐点，并构造运动状态的扰动传播矩阵，而此矩阵的特征值可用来预测稳定性的时变性。此外，还利用扰动传播矩阵来求得为满足规定的飞机反应特性（通常由频率和阻尼表示）所需的操纵，即各操纵面反馈回路的放大系数值。对典型飞机的算例计算结果表明，非线性控制是成功的。     

基于TMSDG的民用飞机故障诊断隔离策略

 针对民用飞机排故时交互式故障诊断与隔离需求,在符号有向图(SDG)中补充状态节点的故障概率信息和未测状态表达,引入对测试节点的描述,提出了一种附带测试维修信息的SDG(TMSDG),给出了基于此模型的交互诊断流程。首先根据初始征兆获取可疑集,然后综合可靠性和测试代价等因素生成一种基于最小测试代价的诊断二叉树对初始可疑集进一步隔离。该模型能描述复杂系统中存在的状态关联和故障测试依赖关系,对其中故障进行交互式诊断和隔离指导。利用该方法建立了某飞机发动机高压引气的诊断模型,实验结果表明提出的方法有效。该方法适用于飞机的外场故障诊断与隔离。     

基于数值模拟的气动载荷计算方法研究

飞机气动载荷的获取一般要根据多项实验结果,经过飞行参数的仿真模拟,实验结果的处理等过程才能获得,而在飞机的初步设计阶段不可能进行大量的实验,但需要计算飞机的载荷和寿命.本文提出了一种利用数值模拟来确定基本气动载荷的方法,对于偏副翼的情况,用工程计算方法获得偏转引起的附加量,加到基本气动载荷上得到偏副翼时的气动载荷,该方法已用于某飞机型号设计.     

Dynamics,stability, and control of a four-cable mount system for wind tunnel test

A four-cable mount system is proposed for full-model wind tunnel flutter tests, which may adjust the pitch and roll attitude of the aircraft scaled model and ensure that the model is not subjected to cable tension. The system provides sufficient support to simulate the free flight of the aircraft by applying appropriate spring stiffness and cable tensions. The proposed four-cable mount system is modeled based on Lagrange mechanics, and its dynamics equations consider aerodynamic effects. The singularity of the system and its bifurcation characteristics under flow conditions are analysed to determine the supercritical bifurcation phenomenon for different tension levels and distances from the front suspension point to the mass centre of the model. The mathematical expressions of the longitudinal flight stability of the cable mount system are derived by linearising the system dynamics equations using small perturbations. The influence of the cable tension, spring stiffness, suspension point position, and other factors on the flight stability of the aircraft are analysed. A feedforward control algorithm is proposed to minimize the total elastic potential energy of the system. The results show that the model is in the level flight state when the elastic potential energy of the four-cable mount system is minimized. A feedback control design method is proposed based on the Lyapunov stability theory to derive the closed-loop stability conditions. The system dynamics model that includes the aircraft rigid body model, flexible cables, pulleys, springs, aerodynamic model, and servo motor control is established using the flexible multibody dynamics method. A multibody dynamics solver and Simulink are used to simulate the attitude adjustment of the model in the wind tunnel and verify the supercritical bifurcation characteristics of the system and the effectiveness of the feedback and feedforward control.     

Y—7飞机失速特性适航试飞 二

3.2 失速特性失速特性试飞是在巡航(襟翼收上,起落架收上)、起飞(襟翼15°,起落架收上)和着陆(襟翼38°,起落架放下)三种构形下,后重心28％b_A,飞机质量为21.4～19.7t范围内进行的。慢车直线飞行失速特性试验的发动机油门为17°,扭矩压力为1.9 MPa。带动力直线飞行和转弯飞行失速特性试验的发动机功率为1.6V_(s1)平飞功率,即油门为30°,扭矩压力约为3.0MPa。失速特性试验的后重心改在28％b_A,而不是在设计后重心33％b_A,这是考虑到Y—7     

动基座近舰面流场数值模拟

航母尾迹流场对舰载机的着舰有较大影响,所以需要对其流场特点进行研究,分析不同状态下舰载机气动特性的变化。采用嵌套网格技术对航母处于垂荡状态下无人机的着舰进行了模拟。首先,利用SFS2舰船进行数值计算,验证了舰船流场的数值模拟方法。然后,对比了单独无人机定常与非定常计算结果,表明所建立的嵌套网格适用于无人机流场的模拟。接着,对航母单相流和两相流的流场结果进行了分析,结果显示甲板下方的流动对甲板上方流场没有大的影响。因此,忽略了水的影响只对航母在空气流场中的特性进行研究,结果表明航母尾迹非定常特性明显,静止航母下滑轨迹上的速度均处于周期性波动状态,且波动幅值随着远离航母而逐渐衰减;而在垂荡情况下航母尾迹变得更加紊乱,水平方向速度波动的周期性减弱,但垂向速度的波动幅值进一步增大。对于静止航母,无人机在不同时刻着舰气动特性的变化也存在差异;当航母处于垂荡状态时,无人机的升力和俯仰力矩在短时间内会有更大的波动。