基于CVG的滑跃甲板尾流抑制

滑跃甲板对于提高舰载机起飞性能有重要意义，但是滑跃甲板会加剧舰尾流的湍流度，造成甲板上方和下滑线附近气流高度不稳定，影响舰载机起降安全。本文采用RANS/LES混合的DES方法，对平直甲板和滑跃甲板尾流进行数值模拟。结果表明，滑跃甲板后方存在巨大的分离区，对甲板上表面和着舰下滑线附近气流产生很大的影响，导致甲板附近x方向风速度降低，提高了对舰载机起飞和降落速度的要求。同时，速度波动幅值增大，对舰载机精准航迹控制有不利影响。为有效抑制滑跃甲板造成的舰尾流影响，提出了一种基于柱状涡流发生器（cylindrical vortex generators,CVG）的滑跃甲板尾流抑制方法，可有效降低滑跃甲板产生的影响。柱状涡流发生器可以有效减弱滑跃甲板导致的前甲板分离区，使得甲板流场更加稳定。相比无CVG时，有CVG时甲板x方向风速更高，风速波动功率谱密度（PSD）降低20～40 dB，恢复到与平直甲板相当的程度，可有效提高舰载机的起降安全性。     

舰—机适配条件对舰载机滑跃起飞性能的影响

针对不同舰-机适配条件下舰载机起飞安全性的问题,建立了飞机滑跃起飞动力学分析模型,用数值方法分析了飞机起飞质量、甲板参数、舰船航行速度等因素对飞机滑跃起飞性能的影响。仿真结果表明：舰载机起飞质量增大会减小其离舰爬升率;平直甲板越长或斜甲板出口倾角越大,离舰爬升率越大;但是出口倾角太大时,会使飞机离舰迎角超出限制;增大舰船的行驶速度,可以缩短舰载机起飞所需甲板的长度。     

舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷

设置舰艏斜板以减少舰载机起飞滑跑距离、降低甲板风要求,从而实现无弹射系统情况下的短距起飞作业,这已在一些“蓝水”海军强国的航空母舰上得到了多年应用。给定航母起飞甲板长度和斜板曲线构型,飞机能否成功滑跃起飞取决于它的气动特性、最大起飞质量、发动机推力、出口速度和起落架强度。 本文提出了一种舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷的计算方法,也建立了完整的斜板曲线方程（曲线已经过飞机适配性优化）。文中还应用本方法计算了某双座多用途舰载教练机的滑跃起飞地面载荷。     

让预警机从航母甲板上顺利起飞的“圆周”加速

设想的由来航空母舰上的舰载机起飞是关系到航母作战威力能不能充分发挥的大问题。到目前为止已经实用的两种方式分别是弹射起飞和滑跃起飞。对于排水量一定的航母来说,两种方式各有优缺点,通常认为滑跃起飞不能起飞笨重的预警机,而这种舰载机又是航母舰载机中不可缺少的机种。正是由于滑跃起飞的这种缺点,使许多军迷朋友对中国未来航母采用滑跃起飞有些担心!滑跃起飞尽管有着舰载机起飞重量受限制的缺点,但由于技术上的原因和被选定舰载机的设计特点,滑跃起飞有可能成为中国未来航母的首选起飞方式。因此我认为,非常有必要想办法解     

舰载机起飞技术研究

分析了固定翼舰载机的主要起飞技术,包括局部/全通式甲板自主式滑跑起飞、弹射外力助飞起飞、滑跃起飞等技术,主要研究了弹射起飞和滑跃起飞技术的发展及特点,探讨了对航母舰载机起飞技术的未来方向及新的起飞技术。     

舰载机暖机对舰岛影响的CFD数值模拟

为了对机舰适配性提供技术支持,文章研究了舰载机暖机对航母舰岛的热作用影响。首先,采用CATIA软件,建立航母与舰载机的3D数字样机;其次,采用Fluent软件,基于标准k-ε方程的湍流模型和三维N-S方程的控制理论,对航母与舰载机系统的数字样机进行CFD数值模拟,数值模拟了甲板风和燃气流相互作用和热交换作用下对舰岛的影响,并得出航母流场流线图、速度云图、动压云图和温度云图。数值模拟结果表明:暖机时,舰载机发动机的燃气流对舰岛及周边设备影响很大;最后,提出参考建议:舰岛及附近设备应进行抗热性能改进以满足暖机要求,人员禁止进入燃气流影响到的高温区域。     

滑跃起飞过程舰体周围流场的数值模拟

采用数值计算的方法,研究了舰体周围的气流分布情况.给出了不同条件下气流分布的差异以及舰载机滑跃起飞过程对舰面气流分布的影响.计算结果表明,舰体周围的气流分布是相当复杂的,尤其在舰体不同位置会产生不同强度的漩涡.它对于舰载机滑跃起飞气动特性的影响是不可忽略的.侧向风会大大增加舰面气流的湍流程度.本文计算为进一步研究和改善舰面气流分布以提高舰载机滑跃过程的气动特性具有参考价值.     

某型战机滑跃起飞性能初步分析

根据飞行动力学理论,建立了舰载机滑跃起飞数学模型。以某型战机为例进行了数值仿真,定量分析了起飞质量、起飞迎角、甲板风、滑跑距离等因素对滑跃起飞性能的影响。结果表明:应优选起飞迎角;不同起飞质量情况下,应选择合适的滑跑距离(起飞点),并保证适当的甲板风;起落架强度应加强。     

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。     

舰载机滑跃起飞动力学与运动学特性

首先介绍了舰载机滑跃起飞技术的概念、现状及发展趋势。然后基于作者在型号研制及试验试飞方面的工作经验,从滑跃起飞过程中的舰载机本体,包括起落架缓冲器、轮胎在内的多体系统运动学与动力学特性出发,分别对影响舰载机滑跃起飞动力学和运动学特性的若干关键因素进行了讨论,这些因素主要包括甲板风场、发动机、起落架、操纵系统和重量特性等。最后通过定性和定量的对比分析结果,从飞机设计与使用两个维度识别出滑跃起飞设计所需重点考虑的影响因素、动力学与运动学成因以及相关设计指标,对滑跃起飞动力学与运动学特性进行了全面的探讨与深层认知。可为从事相关型号的设计、试验及使用的技术人员提供参考。     

滑跑条件下短舱进气道地面涡数值仿真

针对滑跑条件下短舱进气道地面涡进行了三维数值仿真研究,分析了来流风速、滑跑速度和短舱进气道距地面高度对地面涡的影响,得到了地面涡的变化规律以及对进气道流场品质的影响。研究结果表明:随着滑跑速度的增加,地面涡会向下游移动,当滑跑速度达到一定值时,地面涡消失;短舱进气道距地面高度越低,越容易形成地面涡,随着短舱进气道距地面高度的增加,地面涡向下游移动;在风速一定的情况下,随着滑跑速度的增加,地面涡强度先增加后减弱。文中给出了滑跑条件下地面涡的分界线方程,可作为是否存在地面涡的判断依据。     

舰载发动机起飞增推技术和附件环境适应性研究

起飞增推技术和附件环境适应性是舰载发动机的关键技术,对于舰载机的成功研制至关重要。以原型机为对象,对舰载发动机起飞增推、附件的“三防：防霉菌、防湿热、防盐雾”及防电磁兼容性进行了研究和改进,并进行了初步试验验证。结果表明：上述技术达到了舰载发动机的要求。     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

前起落架突伸对舰载机起飞特性的影响

研究了前起落架突伸的实现模式和突伸对舰载机起飞特性的影响，分别对四种突伸模式及突伸机构设计参数的作用进行了比较分析，结果表明，前起落架突伸对于减少舰载机离舰后的下沉和缩短飞机起飞滑跑距离有明显的作用。     

舰载飞机弹射起飞过程中的几个问题

本文着重研究舰载飞机在甲板起飞时采用一种弹射起飞所出现的一些问题:(1)地效对舰载飞机起飞时下沉量的影响;(2)起飞姿态和起落架突伸问题;(3)前起落架载荷与起飞特性的关系。     

侧风条件下短舱进气道地面涡数值模拟

为了研究起飞状态下进气道地面涡的形成与发展规律,针对缩比的短舱进气道模型进行了3维数值仿真,分析了来流速度和短舱进气道距地面高度对地面涡的影响,得到了地面涡的特点以及对进气道流场品质的影响。研究结果表明:侧风来流速度越低,越容易形成地面涡,随着侧风来流速度的增高,地面涡会消失;短舱进气道距地面高度越低,越容易形成地面涡,地面涡的环量越大;地面涡的形成会增大进气道出口截面的流场畸变程度,短舱进气道距地面高度对畸变的影响很小,畸变主要受侧风来流速度的影响。最后给出了侧风条件下地面涡的分界线方程,可作为是否存在地面涡的判断依据。     

舰船运动对某无人机发射安全的影响研究

探讨了舰面运动(舰面纵摇、横摇和垂荡运动)对舰载无人机火箭助推发射安全的影响。数值分析表明,舰面纵摇可能导致飞机起飞后撞上甲板,是舰面运动中最危险的因素。舰面横摇对飞机离舰后最大下沉量的影响相比纵摇为小,若无人机在甲板上布置的位置适当,则可以实现安全发射。     

大中型民用飞机起飞总重估算方法研究

推导了基于发动机推力估算起飞总重和基于旅客座位数估算起飞总重的公式。通过多种大中型喷气式民用客机相关参数的统计值,建立起飞总重对相关参数的多元回归分析模型,通过显著性检验,说明模型是有效的,并据此建立了新的起飞总重估算公式。通过算例结果分析表明,新的起飞总重估算公式具有很高精度。在新机的方案设计阶段若能给定此公式所需的相关参数,可以计算得到相对合理的设计起飞总重值。     

基于张量的舰载机滑跃式起飞动力学建模

基于张量推导建立了舰载机起飞过程的一般数学模型。将航空母舰、飞机、飞机的前后起落架活动部分视为具有独立质量的实体,构成柔性连接的多刚体系统。用牛顿—欧拉法(N-E法)建立各个实体的动力学方程。利用张量的不变性对动力学和运动学方程进行变换,消除坐标系转换的影响,得到矩阵形式的微分方程组。这样动力学的全部计算均统一为矩阵形式。讨论了模型的封闭性,并给出了仿真结果。