弯头机动弹头再入螺旋弹道分析

针对弯头双锥机动弹头，采用内伏流牛顿方法和Euler方程数值方法计算气动力，并与六自由度弹道方程组耦合计算，分析了再入过程中的螺旋弹道特性以及滚转角速度和弹头几何参数等对螺旋弹道的影响，最后分析了利用控制质心横向运动来控制弹头滚转的方法。     

飞机大振幅滚转运动动态气动特性实验研究

在南航NH-2低速风洞中,对BJ-1飞机模型动态气动特性进行了实验研究.模型在不同攻角、不同振幅和不同频率时绕体轴作大振幅滚转运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了模型不同运动参数对模型滚转力矩和偏航力矩的影响.结果表明,模型攻角从小到大变化过程中,模型的滚转阻尼和偏航阻尼变化很大,滚转力矩和偏航力矩迟滞环变化方向发生改变.模型滚转频率对模型的滚转阻尼和偏航阻尼影响不明显,只改变力矩迟滞环的大小.随着模型振幅增加,滚转力矩和偏航力矩迟滞环从一个变成3个,出现2个交叉点,大滚转角时滚转阻尼和偏航阻尼特性与小滚转角时的相反.     

基于标准特征多项式的横侧向飞控系统设计

采用基于标准特征多项式的飞控系统设计方法设计了某型飞机横侧向通道倾斜姿态保持和航向保持控制律,并进行了仿真研究。控制律的设计过程和仿真结果表明,该方法可以确切地给出系统的过渡过程时间和超调量,避免了任意选择初始参数值的盲目性和经验性,大大简化了飞控系统设计的工作量。     

同向旋转螺旋桨对着陆构型气动影响分析

基于分区对接网格技术分别生成翼身区域和螺旋桨区域网格,并通过求解定常N-S方程模拟螺旋桨滑流影响下全机流动。通过对某螺旋桨飞机的着陆构型(机翼+短舱+螺旋桨+机身+平垂尾)进行数值模拟,结果与实验值吻合较好。模拟结果表明:螺旋桨滑流会改变机翼当地绕流迎角、影响压力分布;当螺旋桨同向旋转时,机身两侧襟翼的分离会出现在不同位置并改变升力在机翼展向的分布,进而对全机产生一个滚转力矩。     

跨声速自由滚转试验技术研究

采用中等展弦比、薄翼型、边条、锯齿、折叠翼等设计的先进作战飞机在跨声速易出现机翼突然失速现象,从而引起非指令性横滚运动。为研究该问题,在 FL-3风洞中研制了一套跨声速自由滚转试验装置,设计某验证性模型,选取马赫数范围0.8~0.95的典型飞行状态进行了静态测力和自由滚转验证性试验。试验结果预测了某模型不同构型的机翼突然失速敏感范围,并评估了非指令性横滚运动的严重程度,从而验证了试验机构的可靠性,建立了评估方法,实现了跨声速自由滚转试验技术。     

飞机大振幅非定常滚转运动的非线性稳定性分析

本文根据某飞机大振幅非定常滚转力矩的风洞试验结果,采用两种方法,计算了飞机绕体轴作自由滚转运动时的滚转角时间历程,分析研究了飞机非线性滚转运动的稳定性,并对非定常空气动力对飞机稳定性的影响作了较深入的研究。本文通过两种滚转运动时间历程结果的比较,表明了给出的从大振幅实验提取常规动导数方法是可行的;而且也表明了通过测量飞机绕体轴滚转时大振幅非定常滚转运动时的滚转力矩值,可以研究飞机的摇滚（Ｗｉｎｇ     

高超声速滚转阻尼导数数值模拟

采用非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程描述物体简谐振动流场,并在Ｅｔｋｉｎ理论下给出绕定轴转动时滚转阻尼导数的计算公式,定常流场的计算采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的ＮＮＤ格式,非定常流场的计算采用时、空二阶精度的Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ多步格式,采用代数和方法生成物体静、动网格。最后给出高超声速下钝体外形滚转阻尼导数的计算结果,以及滚转力矩系数随瞬时振幅的变化曲线。     

自由滚转尾翼试飞器滚转特性分析

自由滚转尾翼是解决鸭式布局导弹的鸭式舵难以差动兼作副翼进行滚动控制的一种技术途径.为验证某鸭式布局试飞器采用自由滚转尾翼方案的可行性,进行了试飞器的固定尾翼和自由滚转尾翼两种模型的风洞试验.试验结果表明,固定尾翼试飞器,当鸭舵作副翼偏转进行滚控时,在尾翼上会产生很大的诱导滚动力矩,抵消鸭舵的控制力矩,致使鸭舵不能进行滚转控制;滚转尾翼可有效减小诱导滚动力矩,实现通过鸭舵进行全弹滚转控制的目的.     

滚转轴操纵灵敏度与动稳定性分析

在国军标的基础上,结合试飞实际和理论分析,深入研究了滚转模态时间常数过小的不利影响,提出了改进方法,并且结合试飞实际对该方法进行了验证。结果表明:适当调整滚转操纵灵敏度可以提高滚转模态时间常数,从而避免在横向小杆量操纵中飞机出现持续锯齿状滚转的现象,提高了飞行品质。该项研究为完善滚转轴飞行品质评价提供了有价值的参考。