带气浮轴承的小滚转力矩气动天平的研制

为测量滚转力矩为g·cm量级的小不对称烧蚀弹头的滚转力矩系数 ,采用了以气浮轴承支撑模型 ,用天平来测量模型上的滚转力矩的测量方法。天平的设计载荷为 0 0 2N·m。试验表明 :所研制的气浮天平既具有常规天平经济、直观的优点 ,同时又具有比常规小滚转力矩天平高一个量级的测量精度 ,能用于 1 0 - 6级测量。     

飞机滚转运动的控制余度与重构效能

论证了独立操纵的左右平尾使飞机滚动运动具有较大的控制余度,它增加了飞机正常飞行时的滚转力矩,在飞行中副翼出故障时可进行补偿重构,从而提高了滚动通道的余度等级和飞行的安全性,为减少滚转通道的余度配置提供了依据,通过针对操纵面失效和卡死两类故障的重构设计和仿真也证实了上述结论,同时,初步比较说明了自修复飞控系统在上述故障下的任务可靠性和基本可靠性均高于传统控制系统。     

F135-PW-600发动机升力系统与整机匹配性能研究

对F135-PW-600发动机的升力系统与发动机主机匹配工作性能进行了研究。针对F135-PW-600发动机的工作特点,从分析升力系统工作原理开始,分别分析了升力风扇所需功率、滚转喷管引气流量、尾喷管喉道面积调节和低压涡轮导向器面积调节对整机匹配性能的影响,获得了发动机的基本调节原理。之后根据相关文献中的发动机数据,验算了发动机在常规模式、升力模式和超声巡航状态下的性能,对分析结果进行了验证。为F135-PW-600发动机性能和控制规律分析提供了一种研究方法。     

低速大迎角双襟翼大后掠三角翼的俯仰与滚转涡控流态实时显示

在低速实验中,应用激光片光源和ＣＣＤ 摄像系统,对一装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的双襟翼７４°后掠三角翼进行实时记录与流态显示的试验技术和图像的三维重建。在迎角０°～５０°范围内,对双襟翼的偏角作不同匹配,研究机翼在定常和非定常的俯仰与滚转运动中出现的旋涡流态,以了解分离涡系发展、破裂和相互作用的演变,物理机理和双襟翼的控涡效果,并对所有显示图像进行分析     

双三角翼及其翼身组合的滚转运动特性比较研究

采用Navier-Stokes方程与滚转运动方程耦合计算方法,比较研究了不同后掠角的双三角翼和翼身组合体的滚转运动特性,分析了机翼前缘后掠角及细长机身对非定常滚转力矩时滞环、动态流场结构和物面瞬时压力分布的影响。研究结果表明：主翼迎风面上的融合涡能量在80°/60°双三角翼上耗散较小,而在76°/40°双三角翼上耗散严重,这是造成两模型滚转力矩稳定性与时滞特性差异的主要因素;机身对气流的扰动作用,大幅增强了滚转力矩的线性分量;机身对气流的上洗作用,增强了边条涡与融合涡吸力及其时滞性,同时加剧了主翼背风面的两涡干扰;大滚转角时机身对横流流动的干扰,使得主翼背风面压力分布的时滞差异显著增加。该研究结果有助于认识后掠角与细长机身影响双三角翼滚转运动特性的物理机理。     

小不对称再入体滚转气动力测量技术

为了解决小不对称再入体滚动气动力测量问题，北京空气动力研究所研制开发了以空气轴承为核心的滚转气动力测量技术，利用空气了轴承自身旋转阻尼非常小的特点，使模型做自由滚转运动，一个特殊设计的非接触的光学测量系统测出模型的转角随时间的历程，用参数拟合的方法得到滚转力矩的大小和方向。为验证该项实验技术的正确性与可靠性，在φ500高超声速风洞中对4个模型进行了吹风实验，吹风马赫数为5，测量滚转力矩系数C10和滚转阻力矩系数C1p。实验结果表明，该文方法数据合理，并较其它方法更具有鲁棒性。     

基于CFD的带控制舵导弹的动导数计算

介绍了基于计算流体动力学(CFD)的阻尼导数预测方法以及其在复杂带控制舵导弹外形的俯仰/滚转阻尼导数预测中的应用.方法采用求解三维非定常ALE(arbitrary Lagrangian-Eulerian)形式RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程加湍流模型的方法得到模型强迫运动的气动力时间历程,再通过绕模型非定常运动过程得到的气动力迟滞曲线计算得到俯仰及滚转阻尼导数.为了验证采用数值方法的正确性,针对基本带翼导弹外形,采用强迫模型按正弦形式振动,计算得到了超声速范围内马赫数从1.5到2.5的俯仰及滚转稳定性参数,通过与风洞试验及弹道数据结果的比较发现,两者吻合较好.      

关于桶滚动态特点的分析

桶滚是近代空战中重要的战术机动动作之一,飞行员能否熟练掌握桶滚的操纵方法,是取得空战胜利和保障飞行安全的基础。针对飞行训练中,桶滚操纵动作不易准确掌握,后段易出现偏差等特点。从桶滚的运动方程入手,根据其战术意义及飞机机动性能特点,分析与研究桶滚的动态特点及其影响因素,总结出桶滚的运动特点及操作规律。最终,为飞行员正确掌握桶滚的操纵方法,提高飞行员对飞机空中状态变化的掌控和识别能力,提升技战术水平,有效地保障飞行安全提供可靠的理论依据。     

带边条翼导弹滚转稳定性分析

为了分析带边条翼导弹模型的非线性自由滚转运动及滚转稳定特性,采用理论分析与动态测力试验、滚转自由度释放测量试验相结合的方式,对低速来流条件下模型0°~60°迎角范围内的滚转运动、滚转稳定特性随迎角变化的规律进行了研究。在10°迎角时,模型在4个"+"形位置是滚转静稳定的并且在"+"形位置上滚转运动保持平衡;迎角大于20°的范围内滚转静稳定的平衡位置变到4个"×"形位置上;并且迎角为20°时模型在"×"形位置滚转保持平衡,迎角大于30°后模型产生滚转极限环自激振荡运动,迎角达到60°时模型的滚转运动发散演变为高速旋转的形式。研究结果表明:模型滚转运动的形式决定于滚转力矩的静、动稳定特性。