细长翼身组合体前体非对称涡特性研究

通过低速和高速风洞试验对翼身组合体的前体非对称分离涡气动特性的研究,以及对旋成体非对称涡进行了大量的资料研究,结果表明:本专题所研制的细长翼身组合体的前体在较大迎角下有多个非对称涡;迎角、旋成体的外形,尤其是头部的几何形状是细长前体出现非对称涡的关键因素。     

头部旋转对细长体大迎角不对称涡系影响机理的实验研究

本文介绍了头部旋转对大迎角不对称涡系影响的观测结果,说明了由此而抑制大迎角不对称涡系的机理。 实验结果表明,头部旋转对细长体无侧滑大迎角不对称涡系涡迹的影响是:随头部的逐渐转动,涡系的不对称发生了周期性变化;此时,由于涡不可能迅速改变状态,从而抑制、甚至接近消除了大迎角时出现的涡系不对称现象。     

激光威胁信号的计算机处理

介绍了激光威胁信号的计算机处理方法 ,重点探讨多激光威胁源的分选与识别、以及激光威胁信号的参数测量与识别 ,分析了激光威胁源细微特征识别方法。     

2.4m风洞大迎角机构结构设计与有限元分析

研制具有良好力学特性的大迎角机构,是解决先进、高机动飞行器武器大迎角气动力问题的关键技术之一.阐述了2.4m风洞大迎角机构结构形式,同时应用MSC/NASTRAN有限元软件,对其强度、刚度和动态特性进行了有限元分析,获得了大迎角机构在最大气动力载荷作用下的结构应力和变形,以及自由振动时的模态频率和模态振型.计算结果表明:大迎角机构本身结构强度、刚度富余;固有频率远离气流脉动频率,表明其具有较好的动态特性;该机构结构形式合理可靠.     

以液压系统功能模型为例的告警捕获方法研究

回顾民机某型号研制过程中出现被动的设计更改和优化问题,机组告警与指示设计方案不完全符合飞行员操作需求是其主要原因。在机组告警系统设计前期有着需求确认手段缺乏,需求确认不充分的困难,如果在机组告警系统设计前期能够采用正确的建模和评估方案,就能及时发现问题,避免后期出现重大问题。针对此问题,首先阐述了告警需求与失效模式之间的关系,针对告警所关注的特征信息搭建告警需求数据库,并根据告警需求捕获准则,以液压系统功能运行模型为例,通过系统失效模式分析和模型间映射关系得到需要告警的失效模式,最后结合型号经验和ARP4102-4、FAR25.1322及AC25-1322中的告警理念,完成系统告警定义。     

飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识

给出一种基于付里叶分析的方法，用以分析飞机模型大迎角、大幅值强迫简谐振动获得的气动力和力矩数据。由一组不同频率飞机模型简谐振动的气动力响应建立升力、阻力、俯仰力矩系数的非线性模型。这些模型的最终表达形式包含阶跃类型函数的时间积分。利用飞机模型的试验数据验证本方法的计算结果。实际计算结果表明，本文给出的非线性气动力模型，能够较为精确地计算飞机模型大幅值迎角简谐振动和斜坡运动产生的气动力响应。     

悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转气动特性

针对桨叶气动性能的提高,建立了一套基于悬停状态的共轴双旋翼桨叶扭转设计方法.在该方法中,设定单旋翼桨叶扭转几何安装角,通过仿真验证,合理的桨叶扭转,可提高旋翼性能7.0%;根据桨尖涡对桨叶的影响,以及共轴双旋翼气动特性,分别对桨尖几何安装角及上下旋翼几何安装角进行修正,实现悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转设计.最后,对所设计的共轴双旋翼进行模拟仿真,结果表明该扭转翼较未经扭转的矩形翼升力提高了10.3%.      

基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦设计

导弹大迎角飞行时,系统非线性特性非常明显,各通道间有很严重的气动交叉耦合现象.为实现对系统的非线性解耦,构造了基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦控制器,设计了非线性动态逆系统,利用RBF神经网络逼近逆误差.仿真实验结果表明:所设计的控制系统具有良好的解耦和指令跟踪能力.     

翼型大迎角振动对气动性能影响的实验研究与初步分析

通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析.实验与计算研究的结果表明:在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前.就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度.     

国内主力低速风洞大迎角实验的不确定度水平研究

笔者将AGARD-AR-304不确定度评估方法推广到大迎角领域,给出计算低速风洞大(小)迎角实验不确定度的工程方法.相应的计算软件已成功地用于国内主力低速风洞实验的不确定度评估,完成了5座风洞8个模型大迎角实验的不确定度评估,给出了我国主力低速风洞大(小)迎角实验的不确定度水平.