飞机反区时的操纵策略特性及物理机理研究

针对飞机在低动压飞行(如着舰)时处于阻力曲线反区所采用的Frontside操纵和Backside操纵方式,分别从指令控制、风扰抑制、执行机构影响三种情况对两种操纵策略的性能进行了仿真比较,得出相关结论,并分析了其内在物理原因。研究结果表明,Backside操纵性能优于Frontside操纵,具有响应快、超调小、无初始负调、抗风鲁棒性强,以及俯仰角、迎角和升降舵变化小等特点,但同时速度和推力变化大,且执行机构相位滞后对Backside操纵性能影响较大。     

自动着舰的控制构型研究

在参考美军自动着舰系统(ACLS)的基础上,研究工程上最合适的ACLS控制构型。首先,分析了垂直速度指令和俯仰角指令在轨迹控制本质上的不同点和相同点;然后,将上述两种指令控制结构与两种动力补偿系统(速度保持APCS和迎角保持APCS)一对一组合成4种控制构型,仿真比较了这4种构型在指令响应、风扰抑制上的性能差异,分析了其物理原因。结果表明,H·指令加迎角保持APCS的控制构型对飞机纵向控制更有利,特别是对轨迹、高度要求严格的着舰任务。这与美军的实际试飞结论相同。     

舰载飞机着舰精确轨迹控制研究

针对舰载机着舰过程的精确航迹控制要求,利用现有机上的控制设备,采用系统综合设计的方法,给出了两种航迹控制系统———风参考航迹控制系统和惯性参考航迹控制系统,通过仿真分析,给出了系统的性能差异。     

前轮转弯操纵速率对飞机地面滑行特性影响研究

飞机若想尽快实现地面机动转弯,则前轮转弯操纵系统操纵速率应尽量大,而为了保证飞机地面机动不会引起前(主)机轮侧向滑动,又要求前轮转弯操纵速率应限制在一定范围内。以某型机为例,分析大动力操纵角下,地面摩擦系数、飞机滑行速度及转弯操纵速率对前、主机轮侧滑影响。结果表明:飞机以0.3～0.4 rad/s的平均操纵速率进行大角度转弯,基本能满足地面稳定性要求,但为了降低飞机在低摩擦道面上的侧滑风险,需降低前轮偏转到大角度时的操纵速率。     

翼吊低平尾飞机尾迹测量研究

平尾是影响全机纵向力矩的首要部件,翼吊低平尾飞机平尾处的流场受到翼身组合体尾迹的影响.为了摸清尾迹的特点,利用七孑探针测量平尾处的动压及下洗角,得到平尾处流场动压损失以及下洗角随飞机迎角变化的气动特点.结果表明:在接近最大升力系数时,平尾处流场动压损失严重,降低了平尾的气动效率,导致全机的纵向力矩失稳.研究结果对大飞机的气动特性优化工作具有指导意义.     

考虑轴颈涡动的滑动轴承动力特性数值研究

基于非定常动网格技术建立了考虑轴颈涡动频率与涡动轨迹的滑动轴承动力特性求解模型。在验证求解模型准确性的基础上,研究了轴颈正弦直线涡动轨迹、圆涡动轨迹、椭圆涡动轨迹下,涡动频率和偏心率对滑动轴承动力特性的影响。研究结果表明:轴颈的周期性涡动导致轴承油膜最小间隙和油膜压力周期性变化,油膜最小间隙越小,油膜压力越大;随着轴颈正弦轨迹涡动,由此形成的油膜力也呈正弦规律变化,且变化频率与轴颈涡动频率相同,但油膜力的相位滞后于轴颈涡动位移的相位;轴颈涡动频率及涡动轨迹对滑动轴承动力特性影响较大,需要考虑轴颈涡动对滑动轴承动力特性的影响。随着偏心率的增加,动力特性系数绝对值均随之增大。      

微型扑翼低雷诺数绕流气动特性研究

针对微型扑翼所处典型飞行状态,数值模拟研究了微型扑翼绕流的低雷诺数气动特性.基于结构化嵌套网格求解了预处理后的三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,空间离散采用了中心格式有限体积法,非定常时间推进为双时间法.通过与文献低雷诺数扑翼的试验值对比验证了本文算法的有效性,接下来通过大量计算研究了关键气动参数和展向折叠扑动模式的影响规律.研究结果表明迎角、扭转角和折叠扑动对升力影响较大,扭转角和减缩频率对推力影响较大.本文的研究得到了微型扑翼气动力特性的机理性结论,有助于理解微型扑翼飞行原理,为设计微型扑翼提供了参考依据.     

扑动翼型的低雷诺数气动特性分析

通过求解引入拟压缩项的不可压Navier-Stokes方程,数值模拟了绕扑动翼型的低雷诺数非定常流动。针对厚度在4%-12%之间的NACA对称翼型,分析了翼型厚度等参数对扑动翼型气动特性的影响。在低雷诺数条件下,对于纯俯仰运动,随着翼型厚度的减小,平均阻力系数也变小。而对于纯沉浮运动,发现翼型厚度对气动特性的影响和俯仰运动有很大的差别,平均阻力系数随着翼型厚度的减小而变大。通过对沉浮运动一个周期流线图的分析,认为这是翼型前缘涡的影响造成的。由于前缘涡的影响,翼型厚度增加,平均压差阻力系数变小,甚至会出现负值。雷诺数的影响研究表明,随着雷诺数的增加,扑动翼型的阻力系数减小的趋势越缓慢。     

基于动态入流的无人直升机操纵特性研究

无人直升机操纵响应特性研究的关键是有准确的旋翼诱导速度模型。本文介绍了确定旋翼非定常入流分布特性的最新方法—旋翼动态入流模型。并以欧拉方程为基础,结合动态入流模型,计算了某型无人直升机的操纵响应特性。     

舰尾流影响下的舰载机着舰控制与仿真研究

舰载机着舰时处于“低速大迎角下滑”的飞行状态,飞机的操纵性下降,加上舰尾雄鸡尾流的干扰,如果不能很好地控制很可能造成着舰失败。搭建考虑高度影响的舰载机着舰动力学模型,从“力与运动的动态关系”和“能量转换”两个角度进行舰载机着舰过程物理机理的研究,并利用模糊PID控制器的快速收敛能力对比分析迎角、速度和高度三个反馈量,升降舵和油门杆两个控制量,共六个控制通道的控制机理和内在关系,得出它们的优劣势和适用情况。进行有风扰动下的控制仿真及分析,筛选出油门杆高度反馈PID控制器作为舰尾流扰动下的控制系统,仿真结果验证了该控制器的有效性。     

对转发动机模拟低压转子动力特性研究

建立了对转发动机模拟低压转子动力特性有限元分析模型,对转子的动力特性—临界转速和振型进行了计算分析,在高速旋转试验器上完成了全转速范围内的动力特性验证试验,并对计算结果和试验结果进行了对比分析。研究表明:计算模型能反映模拟低压转子的真实动力特性,转子在额定工作转速范围内存在3阶弯曲临界转速,各阶临界转速均满足设计准则要求,各阶振型全部为弯曲振型,这是1个非常典型的带柔性轴的柔性转子。     

四发螺旋桨动力自由飞模型动力学特性分析

采用自由飞模型研究螺旋桨动力飞机失速特性时,为了模拟螺旋桨动力,必须采用带动力模型,而螺旋桨动态特性会影响自由飞模型的动力学特性。为了提高自由飞模型试验效率,研究了自由飞模型飞行品质以及螺旋桨动态特性对飞行品质的影响,采用静态气动数据,初步预测了模型的大迎角偏离特性。研究结果表明,自由飞模型螺旋模态不稳定,试验中必须设计相应的增稳控制律,螺旋桨拉力动态显著增加了自由飞模型的速度稳定性;迎角大于10°之后,横航向力矩系数非线性明显,12～14°可能出现操纵偏离。     

高频压力探针动态性能的补偿方法

在压气机流场的动态测试中,为了应用现有的高频压力探针测得更高频率的信号,需要展宽高频压力探针的工作频带。在对高频压力探针进行动态校准的基础上,利用动态补偿数字滤波器技术展宽高频压力探针的工作频带从而改善高频压力探针的动态特性,提高了高频压力探针的响应速度。      

盒式布局飞机的纵向飞行品质研究

为了获得盒式布局飞机的飞行品质特征,对新型亚声速盒式布局飞机的气动特性进行了计算,采用时域分析的方法对其纵向模态进行了分析,并与常规飞机的特性进行了比较,提出了改善盒式布局飞机飞行品质的有效措施。研究结果表明,盒式布局飞机具有良好的升阻特性和特殊的纵向操稳特性。     

大攻角下有限振幅俯仰飞行的非线性动稳定性分析

本文介绍了一种关于大攻角飞行条件下,飞行器非线性动稳定性分析的数学方法。     

直升机悬停及低速飞行阶段轴间耦合试飞技术

从试飞员角度出发，分析了直升机轴间耦合现象产生的原因，讨论了ADS-33D规范中有关轴间耦合问题的要求，提出了武装直升机轴间耦合试飞方法、数据处理方法、试飞驾驶技术要点以及试验过程中应注意的事项，可供从事武装直升机飞行试验的技术人员和试飞员参考。     

某型发动机增设滑油低压开关可行性研究

某型民用航空发动机服役后,在全球范围内,装备该机型的民用客机在运行过程中多次出现由于滑油压力传感器故障导致的滑油低压误告警,使得飞行员主动关停发动机,从而导致空停。通过安全性分析的方式,对该型发动机的滑油系统中增设滑油低压开关来关闭误告警问题的可行性进行评估,同时对增设低压开关的影响进行权衡,确认方法可行,增设低压开关有利于保证该型民用航空发动机航线运行中的安全性和派遣率。     

轴承供气压力对静压气体轴承-转子系统动力学特性影响的实验

为了研究轴承供气压力对气体轴承-转子系统动力学特性的影响,在静压气体轴承支承的压气机与透平同轴结构的涡轮膨胀制冷机试验台上,开展了相应的试验研究。采用分岔图、轴心轨迹、频谱分析等振动测试分析方法,分析了供气压力对临界转速和低频特性的影响。实验结果表明:轴承供气压力为0.80MPa,转子在26000r/min时未出现半速涡动;轴承供气压力为0.75MPa,转子在50000r/min时的低频振动幅值仅为工频振动幅值的5%,远小于相同转速时0.80MPa下的相对值(低频振动幅值与工频振动幅值的比值为34.89%)。因此,供气压力的增大带来气膜直接刚度的增加,能够消除气膜的半速涡动;供气压力的降低带来气膜阻尼比的增加,能够抑制气膜振荡的幅值。     

典型工况下低排放燃烧室的压力振荡特性

为了研究低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡特性,针对模型燃烧室进行了燃烧自激振荡特性试验.在试验中测量了采用贫油预混预蒸发(LPP)燃烧技术的低排放燃烧室在典型工况下的压力振荡频率和幅值,在燃烧室进口压力为1.10～2.77MPa、燃烧室进口温度为656～845 K、燃烧室压降为3.41％～4.35％范围内,分析了燃油粒径变化对振荡特性的影响.分析结果表明:局部当量比脉动是引发燃烧不稳定的因素之一.通过计算燃油二次雾化状态下的液滴最大粒径,发现燃油液滴粒径的变化对主燃级出口处的局部当量比脉动有直接影响,从而引起燃烧室压力振荡幅值和频率的变化.