飞机起落架系统摆振动力学研究进展

摆振是起落架支柱侧向运动与围绕支柱的扭转运动相互耦合产生的自激振动，对飞机地面滑行的操纵性与安全性等具有很大的危害，是起落架系统设计中重点关注的动力学问题之一。摆振主要有“轮胎型”和“结构型”2类，可以采用动力学理论建模、多体动力学数值分析与全尺寸物理试验等方法对起落架系统的摆振特性进行研究，已发展了线性与非线性理论建模方法和数值工具，建立起了起落架摆振试验系统，也开展了全机瞬态激励下的滑跑稳定性试验。为防止摆振问题的产生，在认识摆振机理的基础上，研究者广泛而又深入地研究了起落架设计参数、轮胎参数、机体特性等对滑跑动响应与稳定性的影响，在获得各种设计参数对起落架摆振稳定性影响的基础上，发展了摆振动力学优化设计方法和智能器件与半主动/主动控制的摆振抑制方法，并开展了试验验证或装机演示验证。结合未来飞机平台的发展和起落架技术的创新，对起落架摆振动力学问题的未来发展方向进行了展望。     

基于滚动时域控制的多路径进场航班排序优化

进场航班排序优化是提高进场航班着落效率、减少航班延误的有效方法。基于此，以最大化着落效率为目标，结合多跑道、多航路选择，考虑实际航路点限制，提出了多路径多跑道一体化进场航班排序优化混合整数规划模型。为解决大规模航班排序计算的实时性问题，提出了多航路点滚动时域控制算法。以广州白云国际机场终端区为实例进行验证，采用实际进场航班数据开展计算实验，在尾流安全间隔上，采用RECAT-CN运行标准，计算结果表明：小规模航班架次时（23架），所提模型最大降落时间比先到先服务方法提前55 s，比未优化时提前271 s；大规模航班架次时（104架），仅靠求解器在3 600 s内未找到可行解，所提算法在128.65 s找到解。所提模型和算法有效，可应用于实际航班排序优化。     

基于CVG的滑跃甲板尾流抑制

滑跃甲板对于提高舰载机起飞性能有重要意义，但是滑跃甲板会加剧舰尾流的湍流度，造成甲板上方和下滑线附近气流高度不稳定，影响舰载机起降安全。本文采用RANS/LES混合的DES方法，对平直甲板和滑跃甲板尾流进行数值模拟。结果表明，滑跃甲板后方存在巨大的分离区，对甲板上表面和着舰下滑线附近气流产生很大的影响，导致甲板附近x方向风速度降低，提高了对舰载机起飞和降落速度的要求。同时，速度波动幅值增大，对舰载机精准航迹控制有不利影响。为有效抑制滑跃甲板造成的舰尾流影响，提出了一种基于柱状涡流发生器（cylindrical vortex generators,CVG）的滑跃甲板尾流抑制方法，可有效降低滑跃甲板产生的影响。柱状涡流发生器可以有效减弱滑跃甲板导致的前甲板分离区，使得甲板流场更加稳定。相比无CVG时，有CVG时甲板x方向风速更高，风速波动功率谱密度（PSD）降低20～40 dB，恢复到与平直甲板相当的程度，可有效提高舰载机的起降安全性。     

基于改进终端SMC和SMO的SRM瞬时转矩控制

针对开关磁阻电机(SRM)常规终端滑模控制器（SMC）响应速度慢和传统滑模观测器（SMO）存在的抖振问题，提出一种基于改进终端SMC和变速趋近律SMO的SRM瞬时转矩控制（DITC）方法。设计了电机速度误差可快速收敛的改进非奇异快速终端滑模面和可自适应调整趋近律速度的变速幂次趋近律，利用等效控制法，得出了连续非奇异控制律。通过Lyapunov函数证明了该系统的稳定性和有限时间收敛性。设计了变速趋近律SMO以实现SRM无位置传感器控制。采用双曲正切函数作为切换函数，并引入快速幂次趋近律作为SMO速度观测的趋近律，克服了传统SMO固定开关增益带来的抖振和收敛速度问题。通过Lyapunov函数证明了SMO运行的稳定性。仿真和实验验证了所提方法的有效性。结果表明：与常规终端SMC相比，改进终端SMC能够在0.07 s内实现对期望转速的跟踪，调节时间减少了0.04 s，并且系统稳定时转速波动降低了0.5 r/min，具有更好的响应速度和稳定性。在负载突增时，系统转速可在0.02 s内调节至给定值，恢复时间减少了0.05 s，具有更好的调节性能。变速趋近律SMO能够在0.01 s内实现转速估计误差...     

大直径整流罩运载火箭选型抖振试验研究

运载火箭在研制初期会根据卫星的包络需求提出整流罩的包络尺寸，进而提出火箭的初步构型设计。为了预示火箭设计构型的抖振风险，需针对火箭具体的外形尺寸、箭体频率、刚度数据开展跨声速抖振试验研究的相关工作。采用全弹性模型的抖振试验技术，以某型火箭3种5 m级直径整流罩构型为研究目标，通过开展2个方向的抖振试验，采用特征系统实现算法，评估3种火箭构型的抖振风险。研究结果表明：5.2 m直径整流罩+3.35 m直径三级构型一阶弹性模型对来流的响应时间短、响应幅值低，一阶和二阶弹性模型的气动阻尼值均大于零，可作为中国未来中型运载火箭大直径整流罩构型的外形设计方案。     

ARJ21飞机遭遇不同前机尾流的响应和安全性研究

为研究在实际飞行中国产ARJ21飞机遭遇前机尾流时受到的气动力、力矩及飞行安全问题，基于经典尾涡模型和空气动力学响应模型，对ARJ21飞机遭遇尾流的响应和安全性进行了分析。首先，通过尾涡耗散模型和速度模型，建立了不同前机尾涡速度场；然后，根据ARJ21飞机空气动力学响应模型进行求解，得到其升力和滚转力矩；最后，将计算结果与过载增量指标和滚转力矩系数指标进行比较，分析了国际民航组织(ICAO)规定的中型机尾流间隔下ARJ21飞机的飞行安全性。研究结果表明：当ARJ21飞机以ICAO规定的中型机尾流间隔遭遇尾流时，过载增量均小于0.15(即处于无颠簸状态),最大滚转力矩系数均小于0.048;当滚转力矩系数在0.048～0.070时，相比于ICAO规定的中型机尾流间隔，ARJ21飞机跟随中型机的尾流间隔可以缩减2.2～2.7 km,跟随重型机的尾流间隔可以缩减0.7～1.8 km,跟随超重型机的尾流间隔可以缩减2.4～3.4 km。     

ARJ21-700飞机完成高速特性等高风险操稳局方审定试飞科目

<正>2014年1月17日,ARJ21-700飞机104架机在完成一架次飞行后顺利降落,标志着新支线飞机高速特性、失配平、抖振和抖振边界等高风险操稳局方审定试飞科目圆满完成。从1月7日到17日,104架机共飞行14架次,共计25小时58分,充分验证了飞机在大速度、高过载系数和大迎角条件下的操纵品质和飞行特性,     

近距平行跑道尾流间隔研究方法综述

本文结合国内外近距平行跑道尾流间隔研究方法现状，剖析了国内近距平行跑道运行模式相关概念。针对尾流流场的研究手段，对理论模型计算、数值模拟以及雷达实测这3种方法进行对比分析。依据探测设备的不同，综述国外两大动态尾流间隔缩减系统的特征及实际运行效果，并对近距平行跑道尾流间隔研究方法作展望。     

风能模型的发展及CFD在风资源开发利用中的应用

风能科学的发展一个很重要的方面就是从大气运动到风力发电机尺度流场的不同时空尺度运动的研究。随着计算能力的发展，计算流体力学（computational fluid dynamics, CFD）已经广泛应用于风能开发领域，使得风能模型从应用于较平坦地形的线性模型，发展到应用于复杂地形、耦合天气过程，考虑风力发电机排布、尾流效应的模型链。本文首先介绍了目前风能评估、微观选址、风功率预测模型的发展，之后详细介绍了在这些风能模型中CFD方法的改进，主要集中在中尺度到微尺度的“降尺度”、尾流模拟和复杂地形风场模拟3个方面，最后对风能模型发展过程中CFD所面临的挑战进行了展望。     

复合材料整流罩声学等效建模与低频隔声性能研究

运载火箭发射过程中的恶劣噪声环境会导致整流罩内部电子设备失效。开展整流罩的内声场环境预测以及隔声分析,对其降噪研究和优化设计具有重要意义。复合材料整流罩舱壁大量使用蜂窝夹芯板,基于蜂窝夹芯结构精细化模型开展整流罩内声场环境预示计算量大,无法适用。本文建立了复合材料蜂窝夹芯板的力/声学等效模型,并利用精细化模型验证等效模型的精度;进一步基于有限元-边界元方法对某整流罩结构进行低频声振分析;同时,对整流罩的隔声量进行了评价。结果表明:整流罩内声场在频率为160 Hz附近声学环境较为恶劣,整流罩的降噪研究应针对该频段进行。