横侧静稳定性的一定分析方法

通过对迎角、侧滑角、后掠角等概念的几何意义进行确认，从几何上确定了各迎角间的关系，在不改变几何意义的基础上对有侧滑和无侧滑时的迎角关系式进行近似处理，并运用目前通行的方法推导了由侧滑导致的后掠翼飞机的滚转力矩公式，对后掠翼飞机横侧静稳定性的分析提出一种较准确的方法。     

侧滑对后掠翼飞机俯仰操纵影响的探讨

运用基础理论，对后掠翼飞机出现侧滑时的地仰状态变化进行分析。文中推导了后掠翼飞机的后掠角在有侧滑时对升力的影响，以及下洗角大小和分布的变化在水平尾翼处引起的俯仰力矩变化。通过时几种飞机的计算和分析比较，说明了后掠角在侧滑中具有提供上仰力矩的作用，从而在理论上解决了大后掠角飞机（如Ｊ—６飞机）出现侧滑时的急剧上仰现象和操纵措施问题，为在飞行中出现偏差进行修正提供了理论依据。对提高飞行员的驾驶技术和保证飞行安全有着积极的作用。     

极小展弦比背鳍气动特性研究

对极小展弦比背鳍进行了风洞实验和CFD分析。研究表明：亚声速大迎角下背鳍涡破裂影响不严重,且涡破裂迎角较大;正侧滑通常使背鳍法向力增加,负侧滑使法向力降低;CFD分析证实了大负侧滑条件下翼片法向力会变成负值,从而引起十字翼在倾斜条件下滚转力矩发生突变。     

速度矢量滚转的运动学及气动力分析

速度矢量滚转定义为飞机在保持定常迎角的情况下,围绕其瞬时速度矢量所产生的无侧滑、速度保持为常值的旋转运动。对于典型的战术飞机,最大俯仰力矩是飞机方位的函数,在水平轨迹中出现在倾斜90°的情况,此时飞机的滚转速率达到峰值,迎角超过45°。最大滚转力矩依赖于滚转模态时间常数。对于较小的滚转时间常数（快速响应）,最大滚转力矩出现在最大滚转加速度、零迎角,基本与飞机的方位无关;对于较大的滚转时间常数,最大滚转力矩出现在最大滚转速率、迎角最大、倾斜角180°的水平飞行中。最大的航向力矩出现在最大滚转加速度、迎角最大时,基本与飞机的方位无关。     

超音速旋转弹翼式“X-X”型导弹弹翼部分的诱导滚转力矩

本文研究的对象是以小迎角、小侧滑角和一般超音速飞行的旋转弹翼式“X-X”型导弹。当它偏转弹翼进行俯仰和偏航控制时,弹翼部分的不对称绕流会在弹翼上产生不对称载荷分布,从而诱导出滚转力矩。本文主要依据空气动力学中的细长体理论;在这个理论关于厚度问题、迎角问题和侧滑角问题的基础上,著重对两对弹翼偏转一定角度后,因气动干扰而在弹翼上产生的各种气动载荷进行了研究,并由此得出了弹翼部分诱导滚转力矩的计算公式。可以看到,它的大小与导弹的飞行条件、气动外形和操纵情况有关,一般情况下它是不大的。     

低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究

为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量,掌握支架干扰规律,对Ф3．2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究。研究结果表明：张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于15°范围内,支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大,随侧滑角增大支架干扰量增大;去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

战斗机模型大迎角风洞实验的雷诺数影响实验研究

介绍了两个战斗机模型大迎角风洞实验雷诺数对实验数据的影响,分析了造成这种影响的原因以及为获得得能反映同雷诺数流动特点的稳定性动数据所采用的实验模拟技术,重点描述了雷诺数对大迎角俯仰力矩,零侧滑偏航力矩和滚转力矩的影响,探讨了零侧滑偏航力矩对不同的模型头部构型随侧滑角变化的多情况。     

斜置平板的低速风洞实验研究

利用油流法和烟线法相结合的流动显示技术对不同斜掠角和迎角组合下的斜置平板进行了流场显示和和天平测力实验研究.油流显示结果揭示了斜置平板表面分离流动和再附流动的流动特征;烟线显示结果则揭示了斜置平板周围的涡系结构,从而解释了油流显示中所观察到的现象.通过天平测力,我们得到了斜置平板的滚转力矩特性和升力特性.实验结果表明:在小迎角下,随着模型斜掠角度的增加,一条展向发展的涡流动生成于模型的后掠段,该涡流动使滚转力矩保持为相对较小的正值;大迎角下,从斜置平板模型的前掠尖点生成了一股沿展向发展的涡流动,且随着模型斜掠角度的增加,涡流动的影响范围从模型的前掠段扩展到了后掠段,从而使滚转力矩先减小后增大.     

细长三角翼滚转/侧滑耦合运动效应分析

通过耦合求解NS方程组和刚体动力学方程组,数值研究了80°后掠三角翼自由滚转/自由侧滑的耦合运动特性。通过与单自由度翼摇滚特性比较,发现滚转/侧滑耦合条件下三角翼的摇滚现象更为剧烈:在相同的滚转角下,耦合运动的滚转角速度更大,具有相同角速度时,耦合运动所达到的滚转角更大。研究表明:滚转/侧滑耦合条件下,涡流的非对称迟滞振荡仍是维持三角翼周期性等幅摇滚振荡的流动机理;摇滚过程中法向力的侧向分力是产生侧滑运动的主要原因;左滚右侧滑、右滚左侧滑是三角翼滚转/侧滑双自由度耦合运动的作动机制;侧滑运动的引入,导致迎角和侧滑角随滚转角迟滞变化,强化了三角翼摇滚过程中的迟滞效应,加剧流动结构的非对称特性。     

Parameter study on lateral moments of banked wings in ground effect

Ground effect dramatically improves the performance of the Wing-in-Ground(WIG)vehicles near the ground. However, making coordinate turnings in ground effect zone may raise complexity in flight control. The Angle of Attack(AOA) and height are believed to be important factors. To find the impact of these factors, three straight rectangular wings with different aspect ratios are simulated via CFD approach. The results show that in normal situations, the rolling moment tends to level the wing but le...     

一种基于概率的双星无源定位算法

针对双星无源定位系统采用时差、频差对地面固定辐射源进行无源定位的问题,提出了一种基于概率的双星无源定位算法。通过公式推导,将复杂的定位方程组化简为简单的二元一次方程组。在介绍定位原理的基础上对该算法进行仿真,通过仿真,分析了定位误差与时差测量精度、频差测量精度的关系。     

CATIA草图辅助线及关系曲线在四杆机构设计中的应用

在用草图工具进行四杆机构设计的过程中,为了解决代数等值参数不可调的问题,采用几何相等辅助线的方法,使所有参数在限制范围内均可调。同时为了更直观地展示四杆机构各几何、运动参数之间的函数关系及变化趋势,运用VB工具进行了在草图中展示关系曲线的二次开发。经过实践证明,以上创新方法的应用能够显著提高概念论证和方案选择阶段机构设计的效率和质量。     

翼梢小翼后掠角对民机气动性能影响的研究

针对某民机起飞、巡航、着陆三种典型飞行状态,通过CFD方法研究翼梢小翼后掠角变化对该机不同状态下气动性能的影响。仿真结果表明,在起飞、巡航、降落三种不同状态下,随着翼稍小翼后掠角的增大,升阻比的变化都呈现先升高后下降的趋势;同时得出在以10°为步长的计算条件下,以升阻比为考核指标,对应各飞行状态的最佳后掠角分别为30°、50°、40°。该结论对今后变体翼梢小翼的研究有一定的参考价值。     

偏置式Delta并联机构的运动学分析

 具有3 个平移自由度的Delta 并联机构因所有运动副均采用转动铰链而愈来愈引起研究者的重视。偏置量的存在虽降低了加工、制造、装配的难度,但其运动学分析的难度大大增加。本文利用消元法对偏置式Delta 并联机构的正逆运动学进行了深入分析,求出了所有数值解。并采用几何图解法验证了位置正逆解的正确性。在运动学分析过程中引入了矢量分析,使得消元法求解过程十分简便。通过偏置式Delta 并联机构的运动学分析可以证明,某些观点并不准确。     

滚动轴承平均故障前时间计算方法研究

滚动轴承的平均故障前时间(MTTF)和平均失效率是旋转类机械设备可靠性预计和分析的重要基础数据,传统源于统计样本信息的滚动轴承MTTF和失效率数据可信度不高,难以约束滚动轴承的可靠性定量设计。为得到可信度更高的滚动轴承MTTF,利用滚动轴承疲劳寿命计算方法,基于滚动轴承寿命与可靠度的关系研究,推导了威布尔分布的MTTF和平均失效率计算公式,提出一种滚动轴承MTTF和平均失效率的计算方法和流程,给出了滚动轴承MTTF和平均失效率的计算示例。解决了利用设计参数(工作寿命、可靠度、动载荷等)计算滚动轴承MTTF和平均失效率的问题,可为滚动轴承及其配套产品的可靠性预计和分析提供数据和方法支持。     

民用飞机着陆灯安装角度分析方法

确定着陆灯安装角度是民用飞机着陆灯系统设计的重要环节,提出一种以主起落架旋转点为参考基准的着陆灯安装角度分析方法,并以某型号民用飞机为例,推算最佳安装角度。通过仿真证明该分析方法思路清晰、计算简单、实用性强,对民用飞机着陆灯系统设计具有一定参考价值。     

简化微小液滴在超声速气流横向喷射中的运动探索

从研究超声速气流中简化液滴(刚性小球)的气动力着手,比较分析使用CFD方法与使用两相流理论中已有的颗粒阻力系数模型得到的简化液滴气动力结果,得出Charles B.Henderson给出的阻力系数经验关系式适用于计算简化液滴在超声速气流中的运动。进一步,对不同直径简化液滴的运动开展工程方法的计算。在来流Ma=2.7的二维平板超声速流场中选取一个截面,作为气相流场,结果显示:(1)简化液滴与主气流存在相对超声速运动,当简化液滴直径dk≤0.12mm时,纵向相对超声速运动区域约为0.15m~0.4m,当dk0.12mm时,作用区域明显增大;(2)以10m/s喷射出的简化液滴,其横向穿透深度与纵向运动距离比约为0.004m/1m~0.021m/1m;(3)以100m/s的速度喷射出的30~120μm直径简化液滴,其横向穿透深度与纵向运动距离比约为0.02m/1m~0.055m/1m,实际过程中,小尺寸简化液滴的汽化很快,其穿透深度很小。     

冷轧带钢轧制压力分布计算

利用经典轧制力模型和轧辊压扁模型，考虑二者的耦合推导出考虑轧辊压扁半径的轧制力显示计算公式，在此基础上开发了基于影响函数法的冷轧带钢轧制压力分布计算程序，并用该程序结合实际生产中的采样数据模拟计算了HC冷轧机各道次的轧制压力分布和总轧制力，将所得计算结果与现场实测数据进行比较。结果表明：所得轧制力计算结果与现场实测数据平均值相近，轧制压力分布与实际相符，为HC轧机板形控制提供了一种计算轧制压力分布的有效方法。     

某大展弦比联接翼飞机稳定性分析

根据构造参数，建立联接翼飞机外形布局，网格划分后运用涡格法计算重心位置变化及垂尾外倾角度变化对俯仰稳定性、滚转稳定性和航向稳定性的影响，以便为飞机设计提供参考。