平流层飞艇大迎角气动特性分析

为了获得大迎角下的平流层飞艇的气动特性,基于N-S方程及k-ωSST湍流模型,对某平流层飞艇的大迎角气动特性进行数值模拟分析.结果表明：平流层飞艇的大迎角失速特性及力矩特性与飞机具有较大的区别,飞艇的失速迎角较大（45°左右）;俯仰力矩特性在失速前呈现完全不同的两种趋势,小迎角范围内其静不稳定,迎角增加到一定程度后变为静稳定且维持该状态直至失速.研究结果对平流层飞艇的大迎角操稳设计、飞控设计具有重要的参考意义.     

先进战机大迎角机动仿真研究

考虑战机非线性运动建模中推力矢量、非定常气动力等因素,建立了适合战机大迎角机动纵向动力学模型和非定常气动力模型,采用数值仿真对速度、平尾偏角、推力矢量舵偏角及俯仰角速度动态特性进行了分析.基于某型战机大迎角机动的仿真结果表明:各参数的变化符合实际情况,能够有效地反映真实机动状态,为大迎角机动飞行操稳系统的设计提供了依据.     

战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用

飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。     

大迎角翼—身组合体涡流特性计算

论述了用非线性离散涡法来模拟大迎角下翼－身组合体涡流绕流的计算模型及计算方法；给出了一个典型翼－身组合体的涡流流态计算结果及非线性气动特性和截面压强分布。     

大迎角耦合运动非定常空气动力特性

采用某飞机大迎角大振幅运动风洞实验结果，分析了大迎角非定常空气动力的一些特性。结果表明，飞机机动飞行时多自由度运动的气动特性比单自由度运动复杂，耦合运动时的气动特性和两个单自由度运动的气动特性的叠加结果相比有一定差别。此外，旋转天平实验结果同本实验的结果相比差别较大。     

战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明：大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。     

CT-1标模大迎角静态气动特性数值模拟

 采用雷诺平均的Navier-Stokes方程,对接网格技术和TRIP（TRI sonic Platform）软件,数值模拟了CT-1标模大迎角静态气动特性。来流马赫数0.5,迎角0°～100°,侧滑角0°和5°,在与1.2 m跨声速风洞试验结果对比的基础上,重点讨论了对流项离散方法、湍流模型、远场距离和不同尾部处理形式对CT-1标模大迎角静态气动特性影响。研究结果表明,不同尾部处理形式对大迎角静态气动特性数值模拟结果影响显著,模拟试验的尾部支杆是对比大迎角静态测力试验结果与计算结果的基本要求。     

吸气式高超声速飞行器大迎角气动特性分析

吸气式高超声速飞行器在飞行过程中受到大气紊流等外部干扰的作用时,飞行姿态很可能会出现大迎角情况。针对大迎角飞行时飞行器可能出现的气动问题,对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟。以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程,采用标准k-ε湍流模型求解,得到其流场特征和气动特性。重点针对大迎角情况,分别对整机气动特性、进气道性能和全动尾翼气动性能进行了分析,并结合流场特征作出解释。结果表明,机身和发动机之间存在气动/推进耦合现象。大迎角下飞行器的气动参数表现出非线性特性,升阻比减小,整机纵向表现为静不稳定,且不稳定性随迎角增大而增大;进气道性能在大迎角下降低,从而导致发动机推力下降,不利于发动机的正常工作,但却适当降低了整机的纵向静不稳定度;全动尾翼操纵效率降低从而使得配平难度增大。     

机翼大迎角涡破裂时气动特性计算方法的研究

本文计算了小展弦比机翼纵向和横侧气动特性,并计及涡破裂的影响。本方法以Purvis升力面理论和Polhamus吸力比拟为基础。并参照Lan方法进行大迎角特性修正。算例表明,本方法适用于小展弦比机翼气动特性的计算。     

电传飞控战斗机大迎角特性飞行试验

叙述了电传飞控第三代战斗机的“无忧虑”设计概念和大迎角特性飞行试验的必要性,在此基础上简要介绍了电传飞控第三代战斗机进行大迎角特性飞行试验的目的、试验中的预测研究体系、试验的程序和渐进逻辑,还介绍了试验中可能的技术风险以及试验风险的控制措施。对于了解和进行电传飞控第三代战斗机大迎角特性飞行试验具有一定的参考价值。     

战斗机边条翼大迎角涡升力研究

利用求解(翼身组合体)欧拉方程的数值计算方法，对边条翼布局飞机的气动力特性进行了研究，计算并分析了边条翼对机翼表面压力分布的影响规律以及对全机升力特性尤其是大迎角升力特性的影响。最后，给出了带边条翼战斗机大迎角涡升力特性的研究结论。     

大迎角纵向短周期飞行品质计算

根据六种短周期飞行品质判据（ＣＡＰ或ω＾２,ｐ／（ｎ／ａ）,ζｓｐ,τθ,ω,ｐＴｏ２,ζｓｐ,τθ瞬时峰值比,上升时间,有效延迟,带宽和时间延迟,闭环Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ准则;Ｇｉｂｓｏｎ时域响应准则）计算了某典型第三代战斗机在失速迎角前的纵向短周期飞行品质,并与国外有关地面模拟试验结果进行了比较,结果表明,失速迎角前的大迎角短周期飞行品质,仍然可以通过综合上述六种小迎角判所的计算结果进行评价,     

飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识

给出一种基于最大似然辨识的方法,用以分析飞机模型的大迎角大幅强迫简谐振动获得的气动力和力矩数据,在泛函分析和非定常气动力线性理论的基础上,通过合理的简化建立了能够包括气动力动态失速和涡流破裂及显著气动迟滞效应的大线性气动力模型表达式,并应用飞机模型的试验数据验证了该方法的计算结果,实际计算结果表明该非线性气动力模型能够较为精确地计算飞机模型大幅度迎角简谐振动产生的气动力响应。     

某型飞机非线性动力学特性的分叉分析

针对某静不稳定飞机的非线性动力学模型，采用分叉与突变理论（BACTM）计算了常规控制面变化的飞机本体平衡曲线，揭示了其固有的在大迎角下的开环运动特性，在此基础上，设计纵向增稳系统，以保证飞机在小迎角下具有良好的操纵特性，然后再用BACTM分析预测其大迎角下的闭环运动特性，结果表明，其具有与静稳定性飞机类似的预测结果。     

F-16飞机大迎角飞行偏离/尾旋特性分析

通过俯仰力矩系数随迎角的变化对F－16飞机的气动特性进行分析，并对其中大迎角时的偏离特性进行了剖析，通过计算给出了F－16飞机的m^βx,m^βy,m^δy,m^δyx,m^δyy,m^δyxy以及侧滑偏离参数（m^βydyn)和横向操纵偏离参数（LCDP）随迎角的变化曲线，最后通过m^βydyn和LCDP的综合，预测了F－16飞机的偏离特性，同时通过计算对尾旋运动特性和改出特性进行了研究，为分析F－16飞机大迎角飞行特性提供了理论依据。     

低速大迎角气动力快速计算新方法及工程应用研究

以势流理论为基础,采用工程方法并参考试验结果确定分离涡的起始分离位置,用不可压流涡段所产生扰动流场的线性迭加,计算涡分离流动流场。单独翼面、组合翼面标模和FC-1飞机计算结果与实验结果的对比表明,在失速迎角范围内,本文方法是一种有效的低速大迎角气动特性快速计算方法。     

民用飞机总压探头布局位置气动分析方法

民用飞机通过机载大气数据传感器测量飞机所处环境下的大气总压与静压,并计算空速。为研究民用飞机总压传感器布局位置的气动特性,采用CFD数值计算手段得到不同迎角和侧滑角工况下机头附近的流场,通过候选总压探头布局位置的局部气流角度和探头总压损失曲线获得不同工况下的总压损失和空速误差。当局部角度曲线斜率低且各曲线聚集时,是总压探头的理想最优布局位置,探头局部气流角对迎角和侧滑角均不敏感,能同时保证横向和纵向气动特性最优;通过探头位置的局部气流角度并结合风洞试验获得的总压损失系数分布曲线进行总压损失预估,该方法对总压损失的预测准确有效,预测精度满足要求,可用来进行空速误差估算;总压探头布局位置的选取需结合民用飞机实际运行的侧滑角/迎角包线综合判断。     

大迎角气动导数对飞机横航向飞行品质的影响

以第三代战斗机为例,采用等效系统方法,通过计算并讨论飞行品质指标滚转模态时间常数(Tr),荷兰滚模态的阻尼比(ζn)和频率(ωn)及驾驶员座位处的侧向加速度(ayp)随气动导数的改变特征,研究在失速迎角前大迎角气动导数对具有现代控制系统的飞机横航向飞行品质的影响.结果表明,气动导数Cιδα和Clp主要影响Tr及ayp;Cnδr,Cnr,Cnβ及Cyβ主要影响ζn或ωn;Cιβ的影响相对较小.     

J7L飞机大迎角/失速/尾旋试飞

介绍了J7L飞机大迎角／失速／尾旋试飞的目的，简要说明了大迎角／尾旋试飞前的预先研究工作，并结合具体的试飞结果曲线对J7L飞机失速／尾旋特性及改出方法进行了分析。结果表明，该方法可用于常规布局飞机的大迎角／失速／尾旋试飞，为新机试飞提供了有效的参考依据。     

飞机大迎角气动数据的组成与应用

包含非定常气动力在内的由各种方式获得飞机大迎角气动数据,必需经过合理的组合才能形成完整可信的飞机大迎角数据。通过对过失速区飞机运动特点的分析,提出了组成总气 新方法。