旋转机翼飞机旋翼/机身干扰流场数值计算分析

基于动量源方法,建立了旋转机翼飞机的旋翼/机身组合流场的数值模拟方法.首先通过Caradonna-Tung旋翼算例计算,验证了本方法的有效性;然后采用该方法对某旋转机翼飞机的悬停及低速前飞状态下的旋翼/机身干扰流场特性进行了详细的计算与分析.结果表明,该方法能够用于计算旋翼与机身的干扰流场,为旋转机翼飞机的设计提供了参考.     

双回路鲁棒控制方法在弹性飞行器中的应用

针对弹性飞行器综合鲁棒控制性能受模型降阶误差影响的问题,提出了一种双回路鲁棒控制设计方法.首先利用次优控制方法设计内反馈回路,有效降低了降阶后模型的误差界;然后采用混合灵敏度H∞鲁棒控制方法设计外回路,保证了系统的鲁棒稳定性和性能.仿真结果表明,双回路方法并没有增加控制器阶次,但在满足系统鲁棒稳定性要求的前提下较大地提升了控制器性能,其控制性能明显优于单回路鲁棒控制器.同时这种控制器能够有效降低控制系统与动力学系统间的不利耦合,延缓伺服颤振的发生,是一种非常适用于弹性飞行器的控制方法.     

大展弦比机翼总体刚度的气动弹性优化设计

针对大展弦比机翼总体刚度设计问题,提出了梁架模型气动弹性优化和三维优化模型折算两种设计方法,并以大展弦比机翼为例对两种方法的合理性进行了验证.前者基于机翼梁架式模型,利用气动弹性优化方法对其主梁刚度进行设计,其特点是建模简单、计算效率较高,可以在设计信息较少的概念和初步设计阶段使用,但由于约束条件考虑较少,设计结果相对...     

基于N-S方程和离散共轭方法的气动外形设计

快速准确的目标函数梯度计算方法是基于梯度信息的优化设计的关键技术之一。采用离散共轭方法计算目标函数关于设计变量的梯度,流动控制方程为三维N-S方程。对于离散共轭方程和流动控制方程均采用LU-SGS方法时间推进求解。检验了离散共轭方法计算梯度的准确性,利用该方法进行了机翼的优化设计与反设计,都获得了较好的结果。算例证明了本文方法可靠性好,效果令人满意。     

仿雨燕机翼柔性对纵向气动特性的影响

通过仿雨燕机翼的低速风洞测力实验,分析了以展向弯度变化为表现形式的柔性变形对大展弦比机翼纵向气动特性的影响。实验结果表明,这种柔性变形具有增升减阻的效果,可以增大仿雨燕机翼的最大升阻比,减缓失速,能够显著改善大展弦比机翼的纵向气动特性,对揭示鸟类的飞行机理和微型飞行器的设计具有重要的指导意义。     

尾吊发动机短舱安装对机翼高速升阻特性的影响研究

尾吊式发动机短舱在全机影响下的气动设计十分复杂,其与机翼、机身、平尾等部件的气动干扰对全机的气动特性有较大影响.为了评估短舱安装对机翼高速升阻特性的影响,本文在计算流体动力学软件Fluent中对某型飞机的全机流场进行了数值模拟,着重考察了有无短舱以及短舱安装在不同位置对机翼表面流场的影响情况.计算结果表明,尾吊式发动机短舱安装将导致机翼升、阻力系数降低,但升阻比会有所提高;短舱安装越靠近机翼,机翼升、阻力系数下降越大,而升阻比越高.     

弹性飞机空投载荷设计技术

飞机进行货物空投是进行飞行载荷设计时所需考虑的机动之一,现有的空投载荷设计方法主要是基于刚体飞机运动方程建立的,尚不能解决弹性飞机遭遇阵风时的货物空投载荷设计问题。为了提高空投载荷设计精度,考虑了飞机的弹性振动自由度,提出了弹性飞机遭遇阵风时的货物空投动响应和结构载荷分析方法。对弹性飞机空投动响应分析的主要难点为线性时变系统的动力学建模:基于稳定基底法,推导了弹性飞机货物空投动响应一般运动方程;采用最小状态(MS)法对频域气动力进行有理函数拟合;利用混合建模方法对时域离散阵风激励进行计算。对弹性飞机单件重装货物空投进行了仿真,重点分析了货物对载机地板的作用力和机翼的受载。仿真结果表明,本文提出的弹性飞机货物空投动响应分析方法可以很好地反映飞机的空投受载情况,能够作为弹性飞机空投载荷设计的手段。     

Topology optimization of compliant adaptive wing leading edge with composite materials

An approach for designing the compliant adaptive wing leading edge with composite material is proposed based on the topology optimization. Firstly, an equivalent constitutive relationship of laminated glass fiber reinforced epoxy composite plates has been built based on the symmetric laminated plate theory. Then, an optimization objective function of compliant adaptive wing leading edge was used to minimize the least square error（LSE） between deformed curve and desired aerodynamics shape. After that, the topology structures of wing leading edge of different glass fiber ply-orientations were obtained by using the solid isotropic material with penalization（SIMP） model and sensitivity filtering technique. The desired aerodynamics shape of compliant adaptive wing leading edge was obtained based on the proposed approach. The topology structures of wing leading edge depend on the glass fiber ply-orientation. Finally, the corresponding morphing experiment of compliant wing leading edge with composite materials was implemented, which verified the morphing capability of topology structure and illustrated the feasibility for designing compliant wing leading edge. The present paper lays the basis of ply-orientation optimization for compliant adaptive wing leading edge in unmanned aerial vehicle（UAV） field.     

大展弦比复合材料前掠翼气动弹性分析与优化

对具有不同前掠角和蒙皮偏轴角的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性建模与计算,以分析前掠角和蒙皮偏轴角对这类结构的静、动气动弹性特性的影响。使用遗传／敏度混合优化算法对几种典型前掠角和蒙皮偏轴角情况下的机翼进行了气动弹性优化设计研究,在满足强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼各部件复合材料铺层的厚度为设计变量,对结构进行重量最小化设计。此外,还分析了蒙皮和突缘的铺层厚度沿展向变化的函数的幂次对优化结果的影响。     

对前掠机翼外侧水平稳定面飞机气动布局的研究

一种高亚音速Ma数、前掠机翼、带有外侧水平稳定面(OHS)的飞机气动布局方案．通过风洞试验对其进行了试验性研究。由于风洞模型使用的翼面是对称翼型，增加了一项理论研究．来分析把机翼换成非对称翼型．例如换成常常作为高亚音速飞行使用的所谓超临翼型，对OHS飞行性能的影响。该翼型产生明显的负俯仰力矩系数。风洞试验表明．OHS方案与正常式气动布局相比较获得了非常好的减阻收益．基本上与较早验证的无前掠机翼OHS飞机的情况相同。根据理论研究可以得出．对于两种OHS气动布局和对应的正常式布局飞机．负俯仰力矩系数降了飞机升阻比性能．而OHS气动布局保持了明显的总体优势。