基于天线安装的菱形翼无人机翼型优化设计

以菱形翼布局高空长航时(HALE)传感器无人机研究为背景,分析了翼型内部安装平面相控阵雷达天线的基本原理。通过推导雷达探测性能的估算方程,建立了在翼型中安装平面相控阵雷达天线的数学模型。采用数值模拟的方法,对典型雷诺数下的RAE2822翼型的气动特性进行了研究并与试验数据进行了对比,验证了使用有限体积法k-ωSST(Shear Stress Transport)湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程在这一状态下的可靠性和适用性;同时对不同厚度的NACA 64A系列翼型的流场结构和流动机理进行了分析,在此基础上提出了一种满足平面相控阵雷达天线安装情况下翼型的优化设计思想。优化结果验证了这一设计思想的可行性。     

基于缝翼位置参数的多段翼型噪声性能分析

前缘缝翼的位置直接影响着多段翼型的流场特征和缝翼噪声源的分布特性。针对缝翼的噪声性能问题,基于大涡模拟(LES)的非定常流场分析以及FW-H声类比积分方程,对典型多段翼型30P-30N模型进行流场特性和远场噪声辐射特性分析;通过调整缝翼位置,研究缝翼噪声辐射特性对缝翼位置参数的敏感程度,并分析在保持较高气动性能的条件下,有效减小缝翼噪声辐射的缝翼位置参数特征。结果表明:在缝道宽度和重叠长度不变的条件下,适当减小缝翼偏转角度,可在保持气动性能不折损的条件下有效减小缝翼噪声;而继续减小缝翼偏转角,则将增大缝翼噪声。当缝翼偏转角度不变时,减小缝道宽度,同时增大重叠长度,会对缝翼噪声有一定的抑制作用。优化缝翼位置参数是提高机翼气动性能以及控制缝翼噪声的有效途径。     

边界层抽吸效应对分布式推进系统气动性能影响数值研究

为探究边界层抽吸（BLI）效应对飞机的气动性能影响,采用基于沿流线体积力模型的飞机/发动机一体化数值模拟方法对某分布式推进系统进行了计算和分析。结果显示,BLI效应主要影响飞机中心体部分及发动机外整流罩的气体流动,对翼身融合体（BWB）的融合段及外翼段的升阻力影响较小。保持飞行条件和飞行攻角不变,飞机的升、阻力系数均随着无量纲化的发动机流量增加而增大,存在最佳无量纲化的发动机流量对应最大升阻比。发动机的安装位置直接影响机身表面的局部超声区和整流罩外的激波分布,布局在机身尾缘处会获得更好的升阻比,最大升阻比对应的无量纲化的发动机流量为0.65。      

鸭式布局飞行器的翼体摇滚特性风洞试验

为研究鸭式布局飞行器摇滚特性,设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型,进行了自由滚转、扰动滚转、静动态测力和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验。通过自由滚转和扰动滚转试验得到了该模型翼体摇滚的时间历程,静态测力和动导数测定验证了非极限环运动形式摇滚的发生。结果表明该鸭式布局模型摇滚不仅同侧存在多个摇滚平衡点,而且在临界俯仰角,摇滚过程中可能出现从一摇滚平衡点跳动至同侧另一摇滚平衡点的突变。通过流场显示技术得到该鸭式布局模型复杂流场的基本形态分布,并对滚转角为0°时的全机涡系干扰和摇滚形成机理进行了简要分析。     

某中央翼盒对飞行载荷实测的影响

使用应变法测量某具有中央翼盒平尾的飞行载荷时,在地面校准试验中发现：左翼面载荷可使右翼面根部应变计有较大的响应,反之亦然。该现象可使根部载荷测量精度下降。分析了中央翼盒对根部载荷测量影响的机理,给出了一种考虑异侧载荷影响的载荷方程建立方法,讨论了不同类型剪力载荷方程对异侧载荷影响的敏感性,并将修正前后的方程应用于飞行载荷实测。结果发现：本文方法一定程度上可提高根部载荷方程的精度;对上述平尾结构,由两个剪力一个弯矩组建的载荷方程对异侧载荷影响不敏感,修正前后实测的飞行载荷差异在5.7%之内,由两个剪力和两个弯矩组建的载荷方程对异侧载荷影响敏感,修正前后实测的飞行载荷差异达到78.6%。     

HyperFLOW亚跨声速流动验证

主要介绍了结构/非结构混合CFD软件HyperFLOW的设计开发与验证.HyperFLOW软件在结构网格上采用结构算法,在非结构网格上采用非结构算法,以充分利用两种网格及解算器的优点.首先介绍了软件的体系结构和基本算法,然后采用NASA Trap-Wing高升力外形和DLR-F6翼身组合体,对软件的结构解算器和非结构解算器进行了验证.结果表明,该软件的结构解算器和非结构解算器均有较好的网格收敛性,计算结果与其他参考结果和试验数据均符合较好,具有可接受的可信度.     

面向混合网格高精度阻力预测的熵修正方法

Roe通量差分分裂格式具有耗散小、分辨率高等特点,在亚跨超声速流场模拟中得到广泛应用,但空间离散时需要对Roe平均矩阵的特征值进行熵修正,使用熵修正会增大耗散,影响阻力的求解精度。本文针对非结构混合网格中Roe格式熵修正的特点,通过改进传统的Roe格式Harten-Yee熵修正方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的Harten-Yee熵修正改进方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析,改进后的熵修正方法残差收敛特性与原始Harten-Yee熵修正一致,计算精度提高,计算结果和无熵修正时基本一致,说明改进后的熵修正方法既保留了使用熵修正带来的程序鲁棒性等优点,同时把熵修正对阻力预测精度的影响降到了最低,验证了方法的有效性。采用改进后方法对第3届AIAA阻力会议的计算模型DLR-F6翼身组合体进行了详细的模拟,分析了网格收敛性和雷诺数的影响。结果表明：改进的Harten-Yee熵修正,更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

菱形翼布局无人机多舵面控制特性研究

采用控制分配技术对菱形翼布局无人机进行控制律设计,可以充分发挥其多舵面的优势,且在故障情况下进行控制重构而不改变飞行控制律.采用PID方法设计以虚拟舵面为输入的基本控制律,然后分别采用不动点迭代法、序列二次规划法(SQP)设计线性、非线性控制分配律,对比两种控制分配方法对控制系统的影响.经过仿真验证表明,由于阻力舵非线性舵效的影响,线性分配方法对指令的跟踪存在一定的误差,但是通过调整航向增稳系统的控制增益可以使控制系统具备足够的鲁棒性以克服跟踪误差的影响;非线性控制方法可以准确跟踪控制指令,但是其比线性分配方法计算耗时长.     

点火瞬态燃气在翼槽内的充填现象研究

翼槽内的火焰传播过程首先是燃气充填过程,其次是火焰传播过程。采用高速摄影技术测定了点火瞬态模拟实验发动机后翼槽区内的燃气充填现象,研究了不同设计参数对燃气充填过程的影响,发现燃气在翼槽内充填时间的长短与升压梯度和翼槽的宽度有关,流动形式与初始燃气速度和喷管潜入深度有关。     

变体航行器动力学建模与仿真

针对部分变体航行器变体描述复杂、存在刚体与柔性体耦合导致动力学模型复杂的问题,推导了一种具有普遍适用性的变体航行器动力学方程。将航行器视为由质点组成的整体,建立每个质点的运动微分方程。采用积分思想得到了适用于变体航行器的动力学扩展方程,其中,航行器变体产生的影响可以用附加力与附加力矩描述。对一种具有柔性翼的共形半环翼变体航行器进行了纵向面内开环运动仿真。针对部分附加力与附加力矩难以准确计算的问题,提出了一种便于工程化快速计算的方法,分析了不同变体速率下航行器的动力学响应和附加力、附加力矩的影响。结果表明,附加力和附加力矩与变体速率正相关。