基于非定常涡格法的扑翼飞行器气动特性优化

旨在为柔性扑翼飞行器的翼面选型与设计提供一定依据,研究其气动优化.建立了扑翼的非定常涡格法(UVLM)尾涡模型;采用面向对象的编程技术对该模型进行求解并引入GPU流式编程技术实现了UVLM并行计算,使其执行效率提高了3倍;以升力和推力的最大化为目标,并采用模式搜索法对扑翼的扑动与俯仰运动相位差、扑动频率与柔性扭转角以及翼面结构进行了优化.结果显示,要获得尽可能大的气动推力,翼面应设计成倒梯形且其外翼段应具较大面积,要使升力最大化则需将翼面设计成正梯形布局并应使内翼段面积较大;为进一步提高FMAV推力,应在增大扑动频率的同时适当减小翼面的柔性扭转角.研究表明,内嵌UVLM的模式搜索法可望成为FMAV气动优化的一个重要工具.     

复杂几何细节对增升装置气动性能影响研究

 采用数值模拟的方法研究了主翼翼根几何形状、翼吊发动机短舱、缝翼滑轨及襟翼滑轨舱等几何细节对增升装置气动性能的影响。研究结果表明:切割前缘缝翼时,将大部分翼根整流包留在主翼上会在大迎角下产生低能量的分离涡,造成增升装置气动性能显著恶化,而将大部分翼根整流包切割到前缘缝翼上,能破坏低能量分离涡的产生;大迎角下,短舱上表面、挂架表面及缝翼与挂架之间的间隙产生的分离气流会直接流到主翼上表面,形成大范围的死水区,因此,大尺寸的翼吊发动机短舱会造成增升装置失速迎角及最大升力系数的大幅减小,但安装在短舱适当位置、适当形状的涡流片产生的强漩涡能消除大部分的死水区,挽回部分气动性能损失;缝翼滑轨产生的低能量尾迹会混入主翼附面层,使其能量降低造成升力系数减小,极端情况下缝翼滑轨会直接诱发大范围的流动分离,造成增升装置气动性能的显著恶化;襟翼滑轨舱因其较大的几何尺寸会减小襟翼缝道的面积使得襟翼缝道射流加速,有利于吹走襟翼表面的物面分离。     

主动变形扑翼飞行器的设计和风洞测力试验研究

主动变形扑翼可以模仿鸟翼飞行时的复杂运动。为了了解主动变形扑翼飞行器的气动特性,在研究鸟类骨骼结构和翅膀及尾翼运动规律的基础上,设计并制造了一种基于机器人技术的主动变形扑翼飞行器;给出了主动变形扑翼飞行器的机构运动规律函数,并设计出机构运动控制系统;在低速风洞中对此飞行器进行了一系列测力试验,研究了主动变形扑翼的升力、推力特性,以及风速、扑动频率、扑动幅度、伸展相位等参数对升力和推力的影响,并与常规扑翼进行了对比分析。试验结果表明,较之常规扑翼,主动变形扑翼可以显著增加升力和增强对不同飞行状态的适应能力。     

全升力飞行器流场诱导流动现象改善效果

碟形飞行器是一种小展弦比全升力飞行器,采用一种仿生的鱼鳍型小翼对绕碟形飞行器的诱导流动现象进行改善,削弱翼尖诱导旋涡,提高整机气动效率.应用高精度风洞试验和以该风洞试验数据为校验的数值模拟,对鱼鳍型小翼的作用进行了研究,从风洞试验和数值模拟两方面给出了评判.研究结果表明:鱼鳍型小翼对碟形飞行器的诱导流动现象有较大的改善效果.     

舰船纵横摇运动对旋翼瞬态气弹响应影响分析

为了研究舰船运动对舰载直升机旋翼瞬态气弹响应的影响,采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,有限转角处理桨叶绕桨轴和铰的转动及舰船的横摇和纵摇运动,采用Hamilton原理建立了带有舰船运动的舰面旋翼瞬态气弹响应计算模型。通过与国外的试验值和计算值对比验证了本文计算方法的正确性,得到以下结论:(1)舰船的横摇运动对桨尖负向最大位移影响较小;(2)舰船的纵摇运动影响则较显著,随纵摇周期的减小和桨毂离舰船质心纵向距离的增加,桨尖最大负向位移增加显著,纵摇相位影响较为明显;(3)舰船与旋翼的气动和惯性耦合对旋翼瞬态气弹响应的非线性影响非常明显,计算中需计入两者共同的影响。     

电动模拟加载测试系统的设计与实现

针对导弹弹翼尾翼电动模拟加载测试系统，设计系统硬件结构，详细分析加载系统中多余力矩的测试及抑制方法，提出以TMS320LF2407 DSP和以直接转矩控制输出的ACS600伺服驱动器为核心的系统实现方法。对电动加载系统快速性和多余力消除这两个关键性的难点给出解决方案。实验结果表明，系统能精确地模拟弹翼及尾翼在飞行展开过程中的气流阻力，满足加载测试系统的快速性要求。     

有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量

对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具有动态稳定性 ,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化 (从 6.2 6到 7.91 )以及模型质心位置的轴向移动 (从 0 .5 0到 0 .60 )没有导致俯仰阻尼系数的明显变化 ,其量值在- 1 .5附近。而马赫数 9.2 9时阻尼值变小 ,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外 ,考虑恢复力矩的非线性影响后 ,辨识结果有所改善     

大型客机机翼挂架接合位置定常吹气控制分析

对于采用下单翼布局翼吊发动机形式的大型客机而言,为了保证发动机与地面的安全距离,挂架高度较短,造成前缘缝翼被打断,大迎角下发动机短舱尾迹对其后方机翼上翼面的流动产生不利影响。采用数值模拟方法系统研究了在发动机挂架后方机翼上表面采用主动流动控制技术来提高着陆构型的气动性能。采用机翼+短舱构型研究了吹气参数对吹气效果的影响。结果表明:大迎角下,吹气可以抑制短舱后方机翼上表面的分离流动,使最大升力系数明显提高;吹气缝宽度、吹气质量流率由于会影响吹气总压的变化,对吹气效果的影响显著,对升力系数的影响量在0.05以上;吹气缝与上翼面夹角会影响能量注入的区域,对吹气效果有较大影响;吹气缝位置会影响吹气控制的范围,对吹气效果也有一定影响。分别对无短舱涡流片和有短舱涡流片的全机构型进行了校核研究。采用吹气措施之后,无短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.15,最大升力系数增大0.186,失速迎角增大1°;有短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.13,最大升力系数增大0.16。      

可变后掠翼联动驱动机构设计与尺寸综合

可变后掠翼飞行器通过改变其机翼后掠角,可实现在不同飞行速度条件下,达到最佳飞行状态。为了实现在单驱动下机翼后掠角变化时,同时实现机翼部分蒙皮的展收,基于平面复合连杆机构,提出一种可变后掠翼联动驱动机构。为了解决该机构函数生成与运动生成综合相结合的尺寸综合问题,将复合连杆机构拆分为3个子机构,通过矢量方程法对机构进行分析,建立复合连杆机构的矢量环路方程,并对机构的可动性进行分析。结合机构矢量环路方程,提出一种利用优化算法与运动学分析软件判断机构可动性、优化机构性能的尺寸综合方法。结合相应实例,使用所提方法对机构进行设计,获得了满足可动性要求、尺寸约束,且包络面积最小的机构尺寸构型,证明了所提方法的有效性。     

机翼后缘连续变弯度对客机气动特性影响

后缘连续变弯度机翼在提高民用客机气动特性方面有较大的潜力,近年来被广泛关注。基于建立的全局优化设计系统,研究了机翼后缘连续变弯度对宽体客机翼身组合体气动特性的影响。首先,采用自由型面变形(FFD)技术建立了后缘连续变弯度的参数化方法。然后,采用RANS方程作为流场评估方法,针对翼身组合体构型设计点附近升力系数开展了机翼后缘连续变弯度气动减阻优化设计。最后,探索了仅外翼段后缘连续变弯度和内外翼后缘均连续变弯度优化设计结果的异同。优化结果表明,升力系数小于设计升力系数时,在只考虑外翼段后缘连续变弯度的设计中,不易实现激波阻力和诱导阻力同时降低,考虑内翼段后缘连续变弯度后,减阻量较前者更为明显;升力系数大于设计升力系数时,外翼段和内外翼的后缘偏转均可实现诱导阻力和激波阻力的同时降低,且减阻量相差不大。