基于气动导数的类X-37B飞行器纵向稳定性分析

为了定量地研究跨大气层轨道飞行器在不同飞行条件下俯仰方向的动态特性，在Etkin气动力模型的基础上，详细研究了飞行马赫数、减缩频率、振动幅值、平均迎角等因素对此类飞行器纵向动态特性的影响规律。研究结果表明，平均迎角和飞行马赫数决定了流场的基本特性，所以对气动导数的影响很大；而减缩频率和振动幅值决定了非定常扰动的强弱，影响非定常气动力的大小，决定非定常迟滞效应的强弱。对类似X-37B的跨大气层轨道飞行器来说，平均迎角越大，机身后方背风区的涡流作用越强，纵向稳定性越强。在亚声速范围内，随着飞行马赫数增加，纵向稳定性增强，在超声速范围内，随着飞行马赫数增大，纵向稳定性减弱。振动幅值大小虽然影响了流场的形态，但对气动导数的数值大小没有明显影响。振动频率对动态特性的影响也不明显。希望研究结果可为中国未来类似飞行器的研究和发展提供相应的参考和技术储备。      

飞行器阵风响应的CFD-6DOF仿真分析

飞行器在大气中飞行,不可避免地受到阵风的影响。阵风所附加的气动载荷引发飞行器飞行状态的改变,过大幅值的阵风影响飞行的性能与安全。针对这种状况,首先采用改进的Lamb-Ossen涡模型,建立尾涡形式的阵风场;然后采用基于CFD技术的非定常N-S方程求解,并在计算网格中引入"网格速度"来模拟阵风,对SWIM(Subsonic Wall Interference Model)尾涡中的定常气动特性进行验证;最后通过CFD-6DOF的耦合,对SWIM俯冲穿越尾涡场的飞行轨迹进行研究。结果表明:计算结果与实验值符合较好;SWIM在尾涡中飞行时出现抖动、下沉、改变飞行状态、剧烈翻转的现象,与实际飞行器进入尾涡中的轨迹特性类似。     

机翼跨声速抖振研究进展

跨声速飞行中,激波附面层干扰会引起激波周期性自激振荡,这种现象称之为跨声速抖振。跨声速抖振引起的脉动载荷有可能造成结构疲劳甚至引发飞行事故,该问题一直是航空领域的研究难点。本文从风洞试验和数值模拟两个方面总结了跨声速抖振研究的主要方法,重点综述了近几年在跨声速抖振机理研究方面以及结构运动对抖振响应特性的影响方面取得的新进展,简要总结了跨声速抖振的被动控制及主动控制方法。在此基础上,提出了跨声速抖振后续研究的重点方向:抖振机理的进一步探究,结构弹性特征对抖振特性的影响以及闭环主动控制等。     

基于非结构嵌套网格的涵道螺旋桨数值模拟

基于非结构嵌套网格方法,通过求解可压缩Euler方程对涵道螺旋桨系统的非定常流场进行了数值模拟,并研究了桨尖间隙、螺旋桨位置、涵道尾扩张角等参数的影响规律.将计算区域分为相互重叠的旋转区域和静止区域,旋转区域包含螺旋桨和旋转的桨毂,静止区域包含涵道和部分静止的桨毂,采用嵌套网格算法真实地模拟了螺旋桨和涵道之间的相对旋转运动,得到了细致的螺旋桨流场.计算值和实验测量值的对比结果相一致.参数影响研究表明,减小桨尖间隙、在一定范围内后移螺旋桨或增加尾扩张角,均可以提高涵道螺旋桨的气动性能.     

基于CFD方法的对拍扑翼推进特性分析

双翼对拍推进相对于单扑翼推进具有效率高,机械设计容易,升力和惯性力平稳的特点。论文采用雷诺平均NS方程和非结构混合运动网格方法求解非定常流场,以NACA0012翼型为例,研究了低速状态下双翼对拍时沉浮运动的振幅、频率、双翼的间距以及沉浮俯仰两自由度相角差等参数对推进效率和推进系数的影响。研究发现,相对单扑翼推进,双翼对拍能够得到更大的推力和更高的推进效率。附加俯仰自由度后,选择合适的沉浮和俯仰相角差,两自由度组合扑动系统的推进性能相比单纯沉浮扑动系统又将进一步得到提高。     

基于CFD技术的高效叶栅耦合颤振分析方法

为了考虑叶轮机叶片结构与流体之间的耦合效应,同时提高叶轮机颤振数值研究的效率,发展了一种基于非定常气动力降阶模型(ROM)的叶栅耦合颤振分析方法。该方法运用时域计算流体力学(CFD)技术计算少数几个叶片的非定常气动力,通过系统辨识及一些假设构建整个叶栅振动的非定常气动力降阶模型,并在状态空间耦合叶栅结构动力学方程建立叶栅气动弹性方程,采用特征值和时域仿真分析该系统稳定性。运用该降阶耦合方法对STCF4(Standard Test Configuration 4)以及NASA Rotor67叶栅系统的稳定性进行了计算。通过与直接计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合方法和非耦合方法计算结果的比较验证了该方法的准确性,且该降价耦合方法的计算效率相对于直接CFD/CSD耦合方法提高了1~2个量级,为叶轮机气动弹性参数研究、失谐研究以及多模态耦合计算等提供了便利。     

基于变步长CFD/RBD方法的旋转弹轨迹仿真

采用变步长方法实现非定常Navier-Stokes方程和刚体六自由度运动方程的耦合求解,并对美国ARL旋转弹试验模型的飞行轨迹进行了仿真。旋转弹自由飞行过程中受到空气阻力作用,转速下降,气动力变化趋缓。因此轨迹仿真时先选取较小的时间步长,随着转速的下降逐渐增大步长,这样可以减少计算时间。刚体六自由度运动方程的数值求解采用变步长Adams预估校正法。将定步长和变步长两种方法应用于旋转弹实验模型轨迹仿真,并将计算得到的旋转弹空间位置、姿态角与试验结果进行了对比,结果显示:方法能较精确地仿真旋转弹飞行轨迹。在相同初始步长条件下,变步长方法较定步长方法计算时间减半;在相同计算时间条件下,变步长方法较定步长方法精度更高。     

一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法

运用当地流活塞理论计算导弹的非定常气动力，在状态空间内实现了气动弹性系统与控制系统的耦合，并进行了时域分析。对某典型导弹的气动伺服弹性问题算例，计算了不同马赫数、不同迎角以及不同的传感器安装位置对导弹气动伺服弹性特性的影响，同时考察了控制系统的引入对不同刚度弹体气动伺服弹性特性的影响。算例结果与理论分析相吻合，表明该方法能简便的对全机、全弹复杂外形的气动伺服弹性正问题进行高效准确的分析，在较大范围的马赫数和迎角内都能得到可靠的结果。     

欧拉方程计算非定常流动的一种数值方法

提出了利用欧拉方程计算非定常流动的一种数值方法。在利用中心差分的有限体积法和双时间推进法求解非定常欧拉方程过程中，通过在固定物面边界上满足完全的非定常边界条件，计算出非定常流场。算例结果表明，本文方法具有高效、简便的特点，而且能描述激波的非定常运动和变化情况。     

大攻角非线性问题的局部线化方法

 本文引用局部线化的概念,提出一种数值计算方法,用以研究小展弦比、大攻角带前缘或侧缘分离流机翼的双重非线性问题,即基本方程的非线性（包含了速势方程的所有二阶非线性项）和边界条件的非线性（离体涡位置不能预先给定）。该方法适用于亚临界下的所有Mach数,计算简单,工作量小。通过算例计算表明,该方法计算结果与实验值是一致的。