小展弦比飞翼构型飞机短周期品质评定方法

小展弦比飞翼构型飞机采用无尾翼身融合布局,导致其本体动态特性较差,更依赖于控制系统的作用,早期制定的M IL—STD—1797品质评定准则已不完全适用。通过研究带宽准则和回落量准则的品质边界,提出了一种适用于评定飞翼构型飞机短周期品质的联合评定方法,并可得到较准确的品质评定结果。研究方法和结论对指导此类新布局飞机的初步设计和飞行品质评定等都具有一定的参考价值。     

Instability analysis and drag coefficient prediction on a swept RAE2822 wing with constant lift coefficient

Swept wing is widely used in civil aircraft,whose airfoil is chosen,designed and optimized to increase the cruise speed and decrease the drag coefficient.The parameters of swept wing,such as sweep angle and angle of attack,are determined according to the cruise lift coefficient requirement,and the drag coefficient is expected to be predicted accurately,which involves the instability characteristics and transition position of the flow.The pressure coefficient of the RAE2822 wing with given constant lift coefficient is obtained by solving the three-dimensional Navier-Stokes equation numerically,and then the mean flow is calculated by solving the boundary layer(BL) equation with spectral method.The cross-flow instability characteristic of boundary layer of swept wing in the windward and leeward is analyzed by linear stability theory(LST),and the transition position is predicted by eNmethod.The drag coefficient is numerically predicted by introducing a laminar/turbulent indicator.A simple approach to calculate the lift coefficient of swept wing is proposed.It is found that there is a quantitative relationship between the angle of attack and sweep angle when the lift coefficient keeps constant;when the angle of attack is small,the flow on the leeward of the wing is stable.when the angle of attack is larger than 3°,the flow becomes unstable quickly;with the increase of sweep angle or angle of attack the disturbance on the windward becomes more unstable,leading to the moving forward of the transition position to the leading edge of the wing;the drag coefficient has two significant jumping growth due to the successive occurrence of transition in the windward and the leeward;the optimal range of sweep angle for civil aircraft is suggested.     

扑翼飞行器动力系统建模方法

为快速评估扑翼飞行器的航时,便于针对不同扑动翼进行动力系统设计与优化,逐步减少实物验证与试飞,加快扑翼飞行器的研制,基于实验数据参数辨识的方法建立了包含直流无刷电机、电调（ESC）、锂电池和扑动机构等扑翼飞行器动力系统组件的动态模型,其中电机模型相对误差小于10%,锂电池动态模型相对误差小于6%;提出了一种基于风洞试验气动数据和功率数据的扑动轴瞬时气动载荷半经验高精度建模方法,解决了气动载荷测量较为困难的问题,模型确定系数大于0.89;集成以上模型后的扑翼飞行器仿真系统还包含扑动翼周期平均气动模型、平尾气动模型和纵向控制模型,确保仿真在动态配平状态下进行,可进行全任务剖面航时仿真,航时仿真与实际试飞结果相比误差小于3%。集成的扑翼飞行器仿真系统采用模块化建模思想,各模型参数独立可调,能进一步应用于扑翼飞行器多学科优化等研究。     

大展弦比机翼试验随动加载系统研究

在飞机结构试验中,通常会遇到试验加载点随试验件变形而移动变化的问题,尤其是机翼大变形会导致加载点与翼面不垂直的问题。开发一种适用于全复合材料机翼试验的随动加载系统,该系统引入有限元分析方法将机翼变形划分成N个特征飞行点,采用飞行点随动加载来保证各级加载点与翼面的垂直度,实现垂直跟随加载;应用该加载系统进行大展弦比的机翼静力试验。结果表明:运用该加载系统可顺利实现该无人机机翼试验,且加载过程平稳,试验件无抖动,变形均匀,应变数据符合试验要求,可以为类似加载系统提供设计依据。     

大展弦比飞翼结构形状、尺寸综合优化设计

为了降低无人机机翼的结构重量,对某型大展弦比复合材料飞翼结构进行了形状与尺寸综合优化设计。在形状优化层次重点考虑主承力元件翼梁的位置,尺寸优化主要考虑各元件的几何尺寸。采用NASTRAN进行尺寸优化,并将优化结果作为复合形法进行形状优化迭代的根据。最后对整个结构的优化结果进行了详细有效的分析,可以看出,优化结果符合结构受力特点,减重效果明显。     

一种小边条飞机的低速气动特性及其外翼分离控制研究

油流试验表明,迎角α＝８°时,小边条机翼的外翼上就出现分离区。通过加翼刀或锯齿或缩短翼展都可以抑制分离区的发展。试验表明,采用加双翼刀和缩短翼展的组合方案,可以使升力曲线随迎角的变化直到α＝１６°都是线性的。     

总压和对涡旋流组合畸变发生器流场S-PIV测试

为研究组合畸变对推进系统性能和稳定性的影响,设计了一种总压和对涡旋流组合畸变发生器。该组合畸变发生器利用畸变网生成总压畸变,利用攻角平板产生对涡旋流畸变,并可通过前后畸变网作用进一步增强对涡旋流强度。利用立体粒子图像测速(S-PIV)技术对3种畸变发生器构型的流场特征和畸变指标进行了测试分析,获取了测试截面流场高空间分辨率的时均值和脉动值特征。结果表明:畸变发生器可产生与S弯进气道出口相似的组合畸变形态;在马赫数为0.2,平板攻角为10°条件下,由攻角平板和前后畸变网共同作用产生的最大旋流角为23°;平板攻角减小时,对涡旋流强度降低,旋流稳定性和对称性降低;进气速度对旋流角的时均值和脉动量的影响较小。在畸变指标方面,提出表示最大和最小旋流角的旋流幅度指标以及周向角度位置指标,以弥补国际自动机工程师学会(SAE)旋流评估方法对小范围强旋流状态评估的不足。