尾旋自由飞试验模型的设计问题

本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尽比例数Ｋ的选取原则；对影响模型质量ｍｍ的诸因素进行了深入的分析；剖析了真实飞机发生尾旋的高度ＨＡ与模型试验高度Ｈｍ的确定问题；对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要问题也作简要的讨论。     

大尺寸缩比自由飞模型惯性矩测量与调整方法

给出了双线摆法测大尺寸缩比自由飞试验模型惯性矩的方法和流程,并根据飞机类模型的惯性矩特点,提出了大尺寸缩比自由飞试验模型惯性矩调整所需的配重计算方法.双线摆法测量原理简单,不需要复杂的测量设备,具有较好的工程实用性.应用实例证明,模型飞机调整后的惯性矩与目标状态符合较好,测量精度满足工程应用要求.     

大型飞机研制与模型自由飞试验技术

大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验,获得飞机小攻角条件下的气动特性,但对于飞机失速偏离尾旋研究,静态测力试验是不够的,无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验,是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题,包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。     

小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究

在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原始机翼和机翼加装失速条后的试飞结果。结果表明:缩比模型自由飞试验能够验证机翼风洞试验的预测结果,加装失速条的失速特性改进方法可以改善飞机失速特性。     

悬停和前飞状态下旋翼在导弹发射线上的诱导影响计算

应用自由尾迹方法和旋翼配平模型,建立了一个悬停和前飞状态旋翼在导弹发射线上的诱导速度计算模型.基于该模型,以AH-1G直升机缩比模型为算例,计算了悬停和低速前飞状态导弹在发射线上受到的气流诱导影响,并通过与可得到的试验结果对比验证了计算方法的有效性;以Z-9直升机为算例,计算了悬停和前飞时的旋翼尾迹边界,分析了导弹在发射线上受到的下洗影响随直升机前进比的变化规律,表明了在大于某一前进比后,旋翼下洗流场对导弹发射线的诱导影响很小.     

低惯量涡轮转子结构设计与优化

论述了低惯量涡轮转子结构设计的特点和要求。在发动机载荷条件下,开展了带双辐板涡轮盘的低惯量涡轮转子结构设计研究。特别是针对双辐板涡轮盘结构及其连接结构的设计特点,进行了经验设计、结构拓扑优化和形状优化。对优化得到的两种双辐板涡轮盘结构形式进行了对比分析,并对焊接的双辐板涡轮盘结构的制造工艺进行了简要分析。结果表明,低惯量涡轮转子采用双辐板涡轮盘结构可行,能有效减轻涡轮盘质量,降低转子热惯性和机械惯性。     

低速风洞带动力模型自由飞试验

为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。     

折叠机翼展开过程气动特性实验研究

针对某型无人机大展弦比折叠机翼展开过程,对其缩比模型在不同迎角、不同机翼掠角状态下的气动特性进行了风洞实验.实验结果表明,布局的气动外形满足巡航设计要求,纵向与横航向稳定性较好,多面组合式机身表面可为全机升力带来有利影响,研究结果可在无人机、巡飞导弹等研究领域得到应用.     

悬停和前飞状态倾转旋翼机的旋翼自由尾迹计算方法

将倾转旋翼机的旋翼尾迹问题区分为二类,即悬停和前飞等状态的定常尾迹以及过渡飞行状态的非定常尾迹.基于Weissinger-L升力面理论和卷起桨尖涡模型,建立了一个悬停和前飞状态的倾转旋翼自由尾迹分析方法.该方法不仅适合于单旋翼尾迹计算,也适用于双旋翼尾迹分析.分别以ATB旋翼和缩比的V-22旋翼为算例,计算了悬停状态的旋翼自由尾迹和诱导速度,并与可得到的试验数据进行了对比,验证了该方法的有效性.本文也对双旋翼的干扰尾迹进行了计算,表明了悬停和前飞状态不同的尾迹干扰影响.     

螺旋桨动力自由飞模型飞行仿真与试验技术

分析了螺旋桨对自由飞模型的模态特性影响,依据分析结果及试验要求,设计了自由飞模型控制律,建立了考虑螺旋桨拉力及滑流影响的自由飞试验仿真模型,并进行了仿真分析,最后,将设计结果应用于自由飞模型试验当中.飞行试验结果表明:螺旋桨有效地改善了模型的速度稳定性;控制律设计方法有效地辅助了完成了平飞以及转弯失速科目,适用于自由飞...     

模型自由飞伞降控制系统设计与实现

分析了无动力模型自由飞投放试验伞降回收的特点,提出了伞降控制系统设计要求及关键点。针对挂飞阶段开伞机构易误触发、在模型失速/尾旋试飞过程中存在失控/改出后离地高度过低风险等问题,设计了双余度伞降控制系统和专用开伞控制程序。论述了系统设计方案与控制原理,以及在模型自由飞试验中的应用情况。试验结果表明,该伞降控制系统满足了模型自由飞投放试验伞降回收要求,提高了开伞可靠性和成功率。     

大型飞机的极限飞行状态研究

根据国家民用航空局的适航条款与咨询通告要求,飞机研制单位需表明飞机的失速/过失速特性以及改出特性,该项试验属于飞机的极限边界飞行和超包线飞行。原型机实施该项试验存在极大的风险,历史上出现过多起机毁人亡的重大事故。原型机缩比模型自由飞试验可以捕捉到模型静态测力试验条件下所未发现的飞行动态特性,以及检验飞机在危险状态下的改出能力,降低原型机失速试飞的风险。某大型飞机在失速试飞前利用模型自由飞试验技术检验了飞机在极限飞行条件下的动态特性,确认了飞机在失速条件下存在偏离以及发展稳定尾旋等;同时确认了飞机具备失速改出能力,采用“三中立”、“反舵,推杆”和“实施开反尾旋伞”均能迫使飞机改出失速/过失速状态。     

关于大容量高速立式电机加装大转动惯量飞轮的设计研究

电机在发生事故突然失电时,为确保系统安全,要求电机能拖动设备依靠自身惯量,继续运转2 min。由于电机自身惯量远小于系统惯量要求,因此需在电机本体上加装大直径、大重量飞轮,以提供足够的惯量。在大容量、高速立式电动机加装大转动惯量飞轮后,电机的稳定运行变得至关重要,因此对电机自身的刚度、轴系及结构设计的合理性需进行验证。针对电机的关键点结构设计及计算,并通过现场运行,对电机的可靠性进行了验证。这为电机的工程运用提供参考。     

考虑结构动力学与颤振约束的颤振缩比模型优化设计

由于颤振缩比模型与原模型在承力结构上存在差异,当二者的结构动力学特性相似时,气动弹性可能并不等效.针对该问题,提出了同时考虑结构动力学约束和颇振约束的颤振缩比模型优化设计方法,建立了利用遗传/敏度混合优化算法求解此问题的流程,研究了优化问题中目标函数和约束条件的选取方式,并以机翼颤振缩比模型为算例对方法的有效性进行了验...     

模型自由飞试验中的螺旋桨动力模拟方法研究

开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。     

登月助力航天服下肢关节迟滞模型建立与动力学仿真

针对未来航天员月面行走的需要,对登月助力航天服下肢关节进行动力学仿真分析。基于月面行走的登月助力航天服结构设计理论,分析了航天服下肢关节阻力矩迟滞特性,采用Preisach迟滞模型对关节阻力矩进行仿真计算,得到关节阻力矩随角度变化曲线;按照登月航天服下肢运动角度、关节长度及质量分布,利用ADAMS建立航天员下肢二连杆动力学模型,得到登月航天服下肢关节驱动力矩随步态周期变化曲线。仿真结果表明,1个步态周期内航天服下肢关节阻力矩在驱动力矩所占比例可达50%,登月助力航天服下肢关节的迟滞特性能更准确地描述关节活动力矩特性,计算所得模型可为下肢驱动机构设计与运动控制系统提供理论依据。     

风洞虚拟飞行模型机与原型机动力学特性分析

在低速风洞虚拟飞行试验系统中,采用三自由度（3-DOF）球铰支撑动力学相似缩比飞机模型,在气动力矩作用下试验模型可绕质心自由转动。这种带约束的运动与具有六自由度（6-DOF）的真实大气飞行存在差别,鉴于此,对各影响因素逐个剖离并进行了数值模拟和对比分析。结果表明：位移约束使两者间的动力学特性产生较明显的差异,缩比的影响符合相似准则规律,机构摩擦、模型重心与支撑点不重合影响较小,常值干扰力矩对模型的初始响应有一定影响。对比分析结果可以用于指导风洞虚拟飞行试验的开展,并有助于完善风洞虚拟飞行试验技术及其拓展应用。     

一种模型自由飞自主拉杆失速试飞方法设计

大气环境投放模型自由飞试验,是进行飞机失速试飞研究的一种重要手段。在失速试飞中,要求飞机进入失速的过程尽量缓慢,根据模型与飞机之间的相似准则,自由飞试验的减速率要求与真实飞机一致,而模型的响应速率却成比例增加。传统的模型自由飞试验中,依靠操纵手的目视判断和操控很难实现失速进入和改出的精确控制。为改善模型自由飞试验失速过程,降低失速过程减速率,文中提出了一种基于飞行控制系统自主拉杆的失速试飞方法,分析了该方法的关键因素,设计了自主进入失速和自主改出的控制策略,并通过飞行试验验证了该方法的可行性。     

模型自由飞试验的可靠性问题初探

在飞行器气动力/气动热的各种研究方法中，由于模型自由飞试验的涉及面最广、技术最复杂、影响因素最多、风险最大--模型直接在自由大气中飞行，因而其可靠性问题更显尖锐。本文提出了模型自由飞试验的可靠性定义；强调指出研究模型自由飞试验的可靠性问题之根本目的在于提高其经济性、试验效率和安全性；较炙详细地剖析了影响模型自由飞试验可靠性的17个主要因素--在制定模型自由飞试验研究的总体方案/各分系统方法，以及在整个模型自由飞试验研究工作的进程中，它们都是不容忽视的重要技术环节。     

药柱结构对其抗轴向过载能力的影响

采用三维线性粘弹性模型,对构造的8个药柱模型分别进行有限元计算,得出了药柱在轴向过载作用下的变形结果,指出了药柱内危险部位的位置,分析了半径、长径比、翼槽结构对药柱位移、应力、应变场的影响,得到了轴向过载作用下缩比发动机药柱间变形的比例关系,为离心试验时小尺寸模拟发动机药柱的结构设计提供参考。