共轴刚性旋翼飞行器配平特性及验证

针对共轴刚性旋 翼与常规旋翼的区别,从挥舞运动、变距操纵和诱导速度3方面建立共轴刚性旋翼的气动力模型。采用等效挥舞运动概念,建立共轴刚性旋翼的挥舞运动方程;引入提前操纵角概念,建立与共轴刚性旋翼挥舞频率相适应的变距操纵模型;引入上下旋翼干扰因子,建立共轴刚 性旋翼的诱导速度模型。在此基础上,建立共轴刚性旋翼飞行器飞行动力学模型,并以XH-59A 直升机为例计算纯直升机飞行模式的配平特性,使用飞行试验数据验证了理论模型的正确性,同时讨论了共轴刚性旋翼飞行器与常规直升机配平特性的异同点。     

民用飞机前缘缝翼气动力特性SCCH试验研究

针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响,在南京航空航天大学NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模(Swept constant chord half-model,SCCH)增升装置测力风洞试验研究。试验来流马赫数为0.2,基于机翼弦长的试验雷诺数为1.85×106。通过试验结果,重点分析了前缘缝翼的偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响,得到了起飞构型和着陆构型缝翼偏角及缝道的最佳组合参数。试验研究发现,缝翼偏角从18°增加到24°时,失速迎角和最大升力系数都增大,缝翼偏角从25°增加到31°时,失速迎角增大,最大升力系数没有明显的变化。起飞构型前缘缝翼最佳缝道宽度为1.5%~2.0%,最佳缝道搭接量为1.0%左右;着陆构型缝翼最佳缝道宽度为2.0%~2.5%,最佳缝道搭接量为-1.0%~0%。最佳缝道宽度随缝翼偏角的增加呈现增大趋势。     

翼伞系统雀降性能及控制研究

根据翼伞系统的动力学方程,建立六自由度运动模型。对翼伞系统雀降过程进行仿真,分析了操纵方式对雀降性能的影响。在归航过程中着陆阶段的特定情况下,针对航迹跟踪过程中产生的纵向偏差,设计PID控制器对偏差进行修正。仿真结果表明:所设计的控制器简单有效地消除了纵向的偏差,保证了雀降操纵的顺利实施。     

带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析

通过建立带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析模型,研究了采用受控振荡附翼的直升机旋翼气动弹性特性及其在降低旋翼振动载荷方面的有效性。气动模型采用了计及振荡附翼非定常影响的二元叶素模型。探讨了改变旋翼桨叶及振荡附翼的结构参数对新概念旋翼减振效果的影响。数值结果表明振荡附翼的引入能有效地降低旋翼桨毂的振动载荷。为振荡附翼的振动自适应控制律设计提供了有效的旋翼气动弹性分析方法。     

复合式共轴直升机过渡模式的操纵策略

根据复合式共轴直升机的构型特点,建立了上/下旋翼、机翼、机身、全动平尾、垂尾（含方向舵）和螺旋桨的气动力模型,并在此基础上建立了过渡过程的配平方程.针对过渡飞行过程的操纵冗余问题,分别采用线性过渡和功率最小优化过渡两种过渡飞行方案,对复合式共轴直升机的过渡飞行过程的操纵策略进行了研究.以样例复合式共轴直升机为例,进行了过渡飞行模式下两种操纵策略的配平计算,并对两种过渡操纵策略下的需用功率、操纵量和姿态进行了对比.结果表明:所述两种过渡方案均能解决操纵冗余问题,并能合理给出过渡模式的操纵量和姿态.在操纵量变化的平稳度、飞行控制的难易程度和飞行品质方面,线性过渡方案更优.      

基于CFD/CSD方法的蜻蜓柔性翼气动特性分析

给出了一种基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）的双向流固耦合方法.通过交替数字二叉树（ADT）搜索技术识别流固网格之间的宿主-受体关系.采用局部插值算法完成两套网格系统之间的数据交换,并使用Delaunay图映射方法来完成气动网格的移动.将自编的非线性结构有限元程序、接口程序与南京航空航天大学（NUAA）微型飞行器中心的流体计算程序3D2MUFS相连接,应用于蜻蜓柔性翼拍动飞行的气动计算中.计算结果表明:柔性变形使得蜻蜓翼的时均举力系数从0.31提高到0.53,时均推力系数从0.07提高到0.13,证实了柔性变形能改善扑翼的气动性能.      

舰面效应对直升机操纵的影响

舰面效应对直升机的配平操纵和姿态角有很大的影响。基于三维面元法建立了直升机舰面效应模型,可有效用于分析部分地效和倾斜甲板。最后以某型机舰配合为例,分析了舰面效应对直升机配平操纵和姿态角的影响。     

偏转翼前缘热流分布特征

对于偏转翼,其迎风角和偏转角直接影响到前缘弧面上热流最高点的分布位置。运用球面三角学原理并基于后掠圆柱热流计算公式推导偏转翼的迎风角、偏转角和离心角（前缘弧面上偏离前缘中心线的角）之间的关系。在确定迎风角和偏转角的条件下,应用该式可以直接确定前缘弧面上最大热流的分布位置,该结果与实验及工程计算结果基本一致,可以基本满足工程使用要求。最后分析前缘上最大热流位置随迎风角及偏转角的变化规律。     

窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。     

CSTS返回舱气动布局研究

乘员空间运输系统CSTS是欧洲正在研发的可执行近地轨道和月球轨道任务的下一代载人航天器。以CSTS返回舱为研究对象,采用正交试验设计思想,布置四因素三水平的正交数值试验,分析返回舱外形的主要几何参数对气动性能的影响规律,优选具有最大升阻比的气动外形。基于优选的外形,讨论质心位置配置对配平升阻比、静稳定性的影响规律,并分析气动性能对质心位置的敏感性,给出CSTS返回舱气动布局设计建议。