推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性研究

对于采用吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器,其发动机推力可能与机身弹性发生耦合影响,从而引起所谓的推力耦合气动伺服弹性(ASE)问题。为对其耦合原理及影响进行研究,以简化的飞行器纵向模型为对象,考虑结构弹性、非定常气动力、冲压发动机以及控制系统之间的相互耦合作用,建立了推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性问题的一般建模框架和分析流程。采用牛顿冲击理论计算高超声速非定常气动力,基于准一维流动假设分析发动机性能。算例结果表明,考虑发动机推力的耦合影响后,飞行器的短周期特性和气动伺服弹性特性均有明显改变,气动伺服弹性稳定裕度下降可达16%,应当引起飞行控制系统设计部门的重视。     

气动伺服弹性系统不确定性建模与鲁棒稳定性

 气动伺服弹性系统在不确定性摄动下的鲁棒稳定性问题对于带有自动控制系统的弹性飞行器是非常关键的。利用线性分式变换形式,考虑参数和非参数不确定性的摄动,如广义刚度、广义质量、广义非定常气动力以及伺服系统的不确定性摄动,由各子系统到整个闭环系统依次建立气动伺服弹性的状态空间模型,并应用结构奇异值μ方法分析了系统的鲁棒稳定性。两个算例表明了该建模方法的方便适用以及μ方法在气动伺服弹性鲁棒稳定性分析中的应用前景。     

升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究

为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题,对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析,建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的周期性特征,且对试验结果的谱分析发现,在多种气动状态下,都存在除机械振动频率外的三个振动频率,将滚转力矩表达为此三个频率余弦和的形式。该滚转非定常气动力矩数学模型捕捉了试验的基本趋势涵盖了其主要的量值范围,反映了升力体高超声速飞行器横向流场扰流的多尺度和周期性特征。     

在大气紊流中飞行的弹性飞行器动力学模型

本文以大展弦比、后掠翼飞机和轴对称导弹为例,分别建立了弹性飞机和细长体弹性飞行器在大气紊流中飞行时的动力学模型。该模型考虑了非定常气动力的影响以及刚性运动和弹性变形模态之间的气动耦合作用,并给出了其状态空间方程的标准形式。     

基于准定常的飞行器动导数的高效计算方法

结合工程设计经验和工程计算方法,针对飞行器动导数计算方法展开研究。基于求解准定常欧拉方程发展了一种适合于亚跨超声速状态下,任意气动外形气动导数的高效计算方法,并将计算结果与一般非定常方法的求解结果以及国际标准实验数据进行了对比,研究结果表明该方法结果可靠、效率较高。     

微型飞行器低雷诺数矩形扑翼非定常气动特性的数值模拟

采用双时间步方法求解三维可压缩非定常N-S方程,数值模拟了微型飞行器低雷诺数矩形扑翼的非定常绕流,首先将得到的结果与文献进行了对比,数据间具有较好的一致性.然后针对不同的展弦比、减缩频率及初始攻角,计算了矩形扑翼的非定常气动特性及表面流态和动态压力分布,并分析了翼尖涡对扑翼非定常气动特性的影响.     

弹性飞行器动态耦合和控制综合研究

研究弹性飞行器的动态耦合问题，首先导出了非定常气动力作用下的弹性飞行器的纵向运动方程。就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性飞行器稳定性的影响方法，而后对弹性飞行器的动态耦合特性提出了定性的分析方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度，研究了主动反馈控制、操纵面及陀螺位置的合适选择的协同设计问题。     

三角翼俯仰滚转耦合运动气动特性研究

介绍一套用于３ｍ 低速风洞的俯仰滚转两自由度大振幅非定常实验系统,并利用该系统对—三角翼单独俯仰和滚转及俯仰滚转耦合运动时的非定常气动特性进行了研究。结果表明,飞行器俯仰滚转耦合运动时的气动特性比单独俯仰和滚转时的气动特性复杂得多。     

仿生飞行器非定常气动优化设计研究进展与挑战

从气动建模、设计变量参数化和优化方法策略等方面,论述了仿生飞行器非定常气动优化设计技术的应用和发展,总结了不同优化设计方法的优缺点,分析了发展趋势和未来的研究重点,为进一步开展仿生飞行器气动优化设计研究提供参考。     

在非定常气动力作用下弹性飞行器的动稳定性及主动控制

首先导出了在非定常气动力作用下的弹性飞行器纵向运动方程。而后就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性对飞行器稳定性影响的方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度研究主动反馈控制、操纵面及陀螺位置合适选择的最优综合设计问题。     

亚、超音速机翼非定常广义气动力系数之间的关系

 <正> 研究弹性飞机的动力学特性应计及非定常广义气动力。为了尽可能保留非定常运动历程,应首先计算由阶跃函数形式下洗产生的非定常气动力函数(指示函数或指数函数),再利用卷积形式的迭加原理处理任意函数形式下洗产生的非定常气动力。用振型法建立飞机弹性运动方程,可将飞机上任一质点的弹性位移近似地表示为     

弹性飞行器纵向稳定性问题

 本文研究考虑气动弹性时飞行器的纵向稳定性问题。首先由弹性飞行器的纵向扰动运动方程出发,导出了便于计算采用的弹性飞行器纵向扰动方程的标准矩阵形式,作出作为控制对象的弹性飞行器在考虑一阶、二阶及三阶振型时的传递函数;其次分析气动弹性对整个飞行器系统的稳定性的影响,并提出对飞行器自动驾驶仪敏感元件的可能合适位置选择的要求。最后还建立了计算气动弹性对飞行器气动导数值影响的理论式。     

非定常气动力作用下弹性飞行器的稳定性及耦合特性

本文对所建立的弹性飞行器非定常动力学模型,以系统矩阵和返回差矩阵讨论了这类多变量模型的稳定性,由此导出定量评价弹性飞行器系统运动变量,即姿态、弹性自由度、控制及观测变量相互间的开环与闭环耦合测度,从频域的角度描述了耦合特性,具有较状态空间分析更直观、简捷的优点。文中还以算例给予了分析和验证。     

基于直接力控制的阵风响应及阵风减缓研究

考察某无人机模型的阵风气动响应特性和基于直接力操纵的阵风减缓效果.在求解非定常Euler方程时引入“网格速度”方法模拟阵风边界条件,通过动态嵌套网格技术实现舵面运动.首先对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了验证计算,计算结果与理论结果、文献计算结果吻合良好.在此基础上对某无人机模型在迎角阶跃型、One-minus-cosine型阵风作用下的气动力响应过程进行了数值模拟,并分析评估了不同舵面运动方式对飞机气动性能的影响.最终研究比较了不同舵面运动方式下阵风气动响应的减缓效果.结果表明:通过合理设计舵面运动,可以有效达到抑制阵风引起的非定常气动干扰的目的.     

机翼-副翼-调整片的非定常气动力和颤振计算

本文应用偶极子格网法对一个机翼-副翼-调整片颤振模型进行了三元非定常气动力和颤振计算,还研究了网格数目对结果收敛性的影响。计算结果表明本方法具有较好的收敛性,和试验结果相比较表明本方法有一定的工程精度,在飞机设计中能用于操纵面-调整片构型的非定常气动力和颤振计算。     

总距突增时共轴式直升机瞬态操纵响应分析

从共轴双旋翼直升机的工程实际出发,建立了共轴式直升机上下旋翼非定常气动特性的计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;分别从固定尾迹和自由尾迹,引入干扰因子到动态入流三种方法出发,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从跷跷板式旋翼的挥舞动力学方程出发,利用4阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解.通过计算分析,得到了悬停和前飞状态,总距突增时上下旋翼升力的动态响应特性,以及总距突增时上下旋翼桨叶铰链力矩的响应特性.      

Extension of analytical indicial aerodynamics to generic trapezoidal wings in subsonic flow

Analytical indicial aerodynamic functions are calculated for several trapezoidal wings in subsonic flow, with a Mach number 0.3 Ma 0.7. The formulation herein proposed extends wellknown aerodynamic theories, which are limited to thin aerofoils in incompressible flow, to generic trapezoidal wing planforms. Firstly, a thorough study is executed to assess the accuracy and limitation of analytical predictions, using unsteady results from two state-of-the-art computational fluid dynamics solvers as cross-validated benchmarks. Indicial functions are calculated for a step change in the angle of attack and for a sharp-edge gust, each for four wing configurations and three Mach numbers. Then, analytical and computational indicial responses are used to predict dynamic derivatives and the maximum lift coefficient following an encounter with a one-minus-cosine gust. It is found that the analytical results are in excellent agreement with the computational results for all test cases. In particular, the deviation of the analytical results from the computational results is within the scatter or uncertainty in the data arising from using two computational fluid dynamics solvers. This indicates the usefulness of the developed analytical theories.