飞机外挂物部件气动特性的试验研究

介绍了在气动中心高速所FL-24风洞中进行的飞机外挂物部件气动特性试验研究的简要情况和典型试验结果。试验是在M=0.60～1.50、α=-4°～16°、β=0°～5°条件下,利用两台内式五分量天平,分别测量得到了某飞机干扰流场下该机左右侧机翼翼下某导弹弹翼、尾舵的气动特性。结果表明:试验获得的导弹弹翼、尾舵的气动特性变化规律合理,量值可信。试验研究的成功,提高了风洞试验能力,为飞机外挂物部件气动特性的获得提供了有效的技术途径。     

直升机旋翼干扰对尾桨气动噪声影响的数值研究

采用基于运动嵌套网格的CFD方法来模拟直升机旋翼/尾桨气动干扰流场,为旋翼/尾桨干扰噪声的计算提供准确的非定常气动力,并采用FW-H方程来计算干扰状态下的尾桨气动噪声.采用建立的计算模型,针对不同飞行状态下的尾桨噪声特性进行数值模拟,分析了旋翼尾流对尾桨气动噪声的干扰特性,并着重研究了尾桨重要的设计参数——旋转方向和垂...     

操纵面作动对无尾布局无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响.实验结果表明:升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加.升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量越大.全动翼尖作动对全机纵向气动特性基本没有影响.在线性段,鸭翼作动对升力系数和阻力系数影响不大;线性段之外,鸭翼作动使得升力系数和阻力系数减小.迎角α<16°以及α>38°时,鸭翼正向作动使得低头力矩减小,负向作动使得低头力矩增加.操纵面作动对低头力矩的控制效率由高到低依次为:升降副翼、襟副翼、鸭翼和全动翼尖.进一步分析表明不同操纵面的控制效率与舵容量系数具有较大关系.     

后掠翼下炸弹气动特性试验研究

为获得某后掠翼飞机机翼下不同外挂形式的单独炸弹/炸弹组合体气动特性,在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中进行了试验研究。在M=0.60～0.95,α=-4°～14°,β=-6°～6°条件下,采用7台外挂天平对炸弹/炸弹组合体模型进行了测量。结果表明:飞机后掠翼和机身带来的侧洗流动使炸弹在零侧滑时存在较大的横向气动载荷;各炸弹不仅受到飞机的侧洗和下洗影响,而且各弹之间的相互干扰也非常严重。     

碟形轴对称无人直升机总体设计

在研究碟形轴对称无人直升机气动特性的基础上,选择碟形无人直升机总体参数并提出了一个总体方案;给出了碟形无人直升机的飞行性能计算方法;建立了碟形无人直升机飞行动力学模型,分析碟形无人直升机的操纵性和稳定性,并进行飞行仿真验证。结果表明：本文提出的碟形无人直升机的总体设计方案和设计方法是可行的。     

典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究

采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键.对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究.试验分别在FL-14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术.试验结果表明:CH309翼型的总体性能优于OA309翼型.试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考.     

雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法

在非线性迎角范围内,雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性。由于现有风洞条件所限,在这一范围内,使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。为解决这一问题,本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数,并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数,从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法。该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优（涡破裂前）所引起的非线性问题。     

无人直升机目标定位系统设计

为了提高无人直升机在自主飞行作业时的精确性,本文设计了一套获取无人直升机相对于任务目标飞行状态的测量系统。该系统采用机载激光雷达对无人直升机周围环境进行扫描建模,使用STM32作为微控制器设计硬件电路实现系统功能。提出一种针对性算法,对扫描范围内的环境数据进行处理与分析并解算出飞行状态。此外,还使用Labview进行上位机软件的开发,可以实时显示该系统测量得到的状态结果。实际测试结果表明,该系统可以准确获取无人直升机相对于任务目标的距离和方位角。     

无人直升机飞控系统设计与应用

论述了将Voyage模型直升机改造成全自主无人直升机的工作。首先,改造了直升机结构,设计了飞控电子设备和基于客户／服务模式的飞控软件和地面站软件;其次,利用扫频数据进行频域辨识,建立了直升机姿态通道的动力学模型;最后,设计了飞行控制律,实现了在悬停和低速下的全自主飞行。     

直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。     

前缘缝翼构型平尾直升机气动特性分析

使用数值模拟方法研究了前缘缝翼翼型气动特性,并将该前缘缝翼翼型应用于直升机平尾,分析了该直升机全机气动特性,最后通过风洞试验对数值模拟结果进行验证。结果表明,前缘缝翼构型平尾能有效改善直升机的纵向静稳定性。     

直升机新型旋翼翼型气动特性与布局分析

利用结构网格计算流体力学(Computational fluid dynamics ,CFD)的翼型气动特性分析方法开展旋翼翼型气动特性计算。通过RAE282,NACA0012,OA212,OA207等翼型压力分布、升力和阻力等特性计算结果与试验结果的对比分析,验证了计算方法的准确性,并进一步完成了HF系列旋翼翼型的气动特性计算。基于翼型的气动特性,采用时间步进自由尾迹的旋翼气动性能分析方法开展旋翼桨叶翼型的气动布局优化设计,对悬停和前飞条件下的旋翼开展计算分析,得到两种条件下的旋翼气动特性。而后通过本文建立的优化方法开展旋翼翼型布局优化设计。     

单旋翼式直升机气动布局的几个问题

通过对某型号直升机气动布局设计，介绍了在直升机总体设计中选择直升机气动外形，平尾和尾桨的参数及益的一些基本方法。文中还介绍了对应的风洞试验结果，并将其与理论计算结果进行对比。实例应用证明，该方法是十分有效的。     

小型无人直升机模糊飞行控制系统设计

为了实现小型无人直升机的自主飞行,本文研究了它的飞行控制系统。基于模糊控制技术,根据某小型无人直升机飞行动力学数学模型,设计了模糊控制规则,并研究了模糊规则的表格查询学习算法;通过无人直升机操作手的经验,对模糊规则进行评价,并通过试验进行校正和更改,在此基础上,引入积分环节进一步提高控制系统的性能。     

基于事件的无人直升机分布式飞行控制系统实现

利用中间件TAO及其事件服务机制,设计了分布式飞行控制系统。为了实现该系统,开发了公共事件服务组件(包括事件提供组件和事件消费组件),其他需要事件服务的组件对其进行简单地调用,就可以实现分布在不同计算机、不同操作系统、应用不同语言编写的组件之间的通信。仿真结果表明：这种实现方式大大增强了系统组件的重用性,使组件之间解耦,提高了系统设计的效率,降低了开发费用。     

基于Simulink的某型无人直升机舰面悬停特性分析

应用Matlab/Simulink对单旋翼带尾桨直升机在舰船尾流场中悬停时的平衡特性进行建模和仿真分析.首先采用CFD软件计算SFS2舰在不同风速和风向下尾部甲板上方的流场.然后将其与旋翼流场相耦合,在Simulink软件中建立单旋翼带尾桨直升机舰面起降飞行动力学模型,应用Simulink线性分析工具箱,对某型无人直升...     

反流及径向流动相互作用下刚性旋翼气动特性研究

采用雷诺平均(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程针对直升机前飞不同前进比状态下四叶片刚性旋翼开展数值模拟研究,对比前进比0.1和0.6时的旋翼气动特性差异。计算结果表明,前飞时桨盘后行侧根部附近出现反流流动区域,翼型截面压强系数呈现非常规分布,该区域桨叶几乎不提供升力,且反流区面积随前进比的增大而增加。以静态前掠反流翼段为研究对象,采用脱体涡(Detached eddy simulation,DES)方法研究其非定常空气动力学特性,发现反流翼段表面出现特殊复杂的附着涡结构,在展向流动的影响下,翼段根部与尖部的涡结构发生耦合作用;反流翼段的升力系数随桨距角的增加而增大,且在失速迎角后并未下降。