轻型飞机纵向静稳定性试验的估算

推导出了在试飞试验前对轻型飞机纵向静稳定性进行估算的公式,分别给出了握杆和松杆状态下静稳定性的估算方法。在此估算的基础上推导出了试飞试验时所要测的驾驶杆位移和杆力等估算式,进而提出了从试验数据到飞机中性点和实际纵向静稳定裕度的分析处理方法。     

圆柱绕流尾迹中涡量与温度标量的相平均分析

实验研究了圆柱绕流尾迹中的三维涡拓扑结构特性以及湍流动量、热量输运特性。利用8支热线和4支冷线相结合的三维涡量探针分别测量从x/d=10~40的速度和温度脉动,采用相平均方法将圆柱绕流尾迹中的大尺度相干结构提取出来,剩余部分包括中等尺度相干结构和随机结构。结果发现:在x/d=10处ωz 与ωx 的等值线具有很强的相似性;随着流向的发展,ωx 和ωy 两分量受到更多来自两涡之间的流向“肋”结构的影响而呈现相似特征,证明了涡结构的三维特性。由于受到来自展向涡和流向肋结构的共同作用,导致展向热输运w~*~θ*在不同位置表现不一样,正涡中的w~*~θ*受到流向肋的拉伸作用而沿着分形线朝着鞍点偏移;而负涡内的w~*~θ*由于受到展向涡的卷起使得w~*~θ*和~ω*z 形状相似。随着流向的发展,展向热输运移向涡边界处,对卡门涡内净热量传递到周围流体中有贡献。同时还发现相干结构对横向和展向热输运的影响很相似。     

飞行进近中尾流的大涡数值模拟

尾流间隔是增大跑道容量的主要限制因素之一,为了在保持安全水平的前提下有效地增大跑道容量,应制定安全高效的尾流间隔.对尾流流场和尾涡消散物理过程的研究,是制定准确、恰当的空中交通中尾流间隔的重要理论依据.本文用大涡模拟方法对三雏机翼简化模型的尾流场进行了数值模拟.数值模拟的来流速度、迎角和定解条件等重要参教以航空器尾流事故高发的进近阶段为依据,计算结果验证了涡核的进裂消散、涡对的连接消散和涡对的下沉现象,发现了在涡对卷起之前的不对称性和Crow关联发生后涡对消散的不对称性,并分析了其原因.     

微型扑翼飞行器的改进非定常涡格法

为在保证较高计算精度的前提下高效地进行扑翼飞行器(MAV)气动特性计算,提出了一种MAV非定常涡格法(UVLM)的改进算法.在算法中充分考虑翼面瞬时形变及诱导阻力等对MAV流场及气动力的影响,并在其尾涡模型中增加对尾迹涡环畸变及粘性耗散等的建模,使算法模型能更好地反映MAV的翼面气动状态.编程实现并通过实例验证了算法的有效性和快速性;为将UVLM引入MAV优化迭代,还研究了尾涡剔除对算法效率及精度的影响,结果表明在算法模型中剔除MAV尾部一定距离处的尾涡后,可在保证算法精度的前提下大幅减少运行时间,表明该算法在MAV结构优化中存在一定的潜力.     

水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望

介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景.对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用.完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用.     

适用于直升机俯仰与滚转机动分析的广义动态尾迹模型

现有的直升机操纵响应计算方法,给出的他轴耦合响应往往与飞行实测结果符号相反,这是由于仿真模型未计入机动时的尾迹弯曲。本文建立了尾迹弯曲的模型,推导出角速率与一次谐波入流分量之间的关系,据此对旋翼的广义动态入流模型进行了增广和修正;以某机型为算例,分析了直升机俯仰或滚转运动对他轴耦合响应的影响。本增广模型为通用模型,适用于任意机型,无需依赖特定机型的经验公式,即可正确计算直升机的他轴响应。     

通过损失系数实验值确定堵塞系数的方法

现有设计体系中损失系数主要是由实验和经验来确定。通流气动设计则需计入叶片槽道内的边界层及局部分离区的堵塞效应,反映边界层和局部分离区的堵塞影响的堵塞系数也是依经验给定。本文对多台风扇设计进行分析后,发现现有设计体系中损失系数和堵塞系数之间彼此孤立且在数值上不协调,而事实上,两者是紧密相关的,体现在物理上就是损失和开式分离流之间的关系。本文在分析现有设计体系模型的基础上,提出了一个工程模型,试图把两者关联起来,通过损失系数的实验值确定堵塞系数的值。     

直升机旋翼/机身气动干扰的计算方法

应用先进的自由尾迹分析方法,对旋翼／机身的气动干扰进行了计算。该方法建立在桨叶的二阶升力线模型、旋翼的全展自由尾迹模型、机身的源面元模型、旋翼的配平模型的基础上,通过迭代旋翼／尾迹在机身上的诱导速度和机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度,形成一个作耦合的综合分析模型。在该模型中,采用“数值解－分析解匹配”的方法建立了一贴近涡／面干扰模型来计入机身对尾迹畸变的影响。作为算例,分别计算了旋翼／机身组合     

圆柱尾迹影响下近壁湍流低速条带的特征

利用氢气泡流动显示方法,对圆柱尾迹影响下的湍流边界层近壁区的低速流体条带特征进行了观察和分析。结果表明:与没有尾迹扰动的情况相比,在圆柱下游低速条带的平均展向间距减小,圆柱距离壁面较近时这种减小更显著,可达到22％;而当圆柱离壁面较远时,尾迹对条带平均间距的影响减弱,其最大减小量的出现向下游推迟。另一方面,尾迹的作用并未使条带间距的统计分布性质发生改变,它们仍然符合对数正态规律。     

高超声速轴对称流道冷流特征及气动力特性研究

对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究, 分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响, 因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响, 但阻力系数的影响并不明显;(3)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响, 但研究范围内, 阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大, 研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中占据了较大的比重, 设计状态下达全机气动力的62%;(5)与实验结果的对照表明, 所采用的数值模拟方法具有较高的精度.