高速前飞时旋翼气动载荷计算

针对大速度前飞的特点,我们研制了一套计算大速度前飞旋翼气动载荷的方法和软件,算例计算表明计算值和试验值有较好的吻合度,它不仅在桨叶内段吻合得较好,而且在桨尖这种大载荷区域也是如此;不仅对前进比μ=0.3以下状态符合得较好,而且对μ=0.4,0.45这种高速状态也是如此。这说明本计算方法与软件对大速度前飞旋翼气动载荷计算达到了一定的精度,基本上能满足工程设计的需要。     

窄条翼导弹俯仰机动中滚转失稳及其控制过程

窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影响,并验证三通道解耦控制方法的有效性,针对典型俯仰机动过程,分别利用2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验平台和耦合气动/运动/控制的一体化数值计算方法开展了相关研究。结果表明,风洞试验和数值模拟均成功预测了俯仰拉起和保持过程中的滚转自激失稳运动及其引起的纵、横向耦合运动,针对该机动过程,三通道解耦控制方法能够有效抑制滚转运动,保持姿态稳定。     

大迎角下小振幅振荡三角翼破裂涡的频率特性

在风洞和水洞中分别进行了小振幅振荡三角翼的动态测压和热膜测速实验,目的是研究振荡的无量纲频率 n 对于三角翼前缘涡的频率特性的影响.对风洞中测得的压力数据进行频谱分析,发现 n 值在0.018~0.036时,即与三角翼翼面上涡破裂点的振荡频率接近时,会发生耦合现象,使振动能量明显加强;对水洞中测得的速度数据进行频谱分析,则发现 n 在0.8~1.4的范围内,即与螺旋波的传播频率接近时,三角翼的振荡会使涡破裂点向后缘移动,延缓了涡的破裂,使螺旋波频率增大.     

某型导弹伸缩翼展开可靠性评估

与固定翼相比,伸缩翼能够有效减少飞机弹仓的空间占用,但由于伸缩翼存在运动机构,其带来的可靠性下降成为不可忽视的问题。为探究新型机构的可靠度,本文从理论方面计算某型伸缩翼展开机构的定位可靠性;采用 Adams 对伸缩翼展开过程进行仿真,结合 Adams/Insight 模块计算在考虑摩擦力条件下的卡滞可靠性,并对伸缩翼卡滞失效原因进行分析。结果表明：异物的存在使伸缩翼的定位可靠性显著降低,适当增加上下翼弹簧的预载荷能够有效减小伸缩翼展开机构的卡滞失效,上下翼弹簧在上翼质心产生的附加力矩会降低伸缩翼的卡滞可靠性。     

基于翼面压力的飞行器气动力感知技术与自由飞验证

飞行器在大迎角飞行状态下其复杂绕流流动会导致非指令运动出现,严重影响了飞行器的操纵性与飞行安全。现有以惯性元件为核心的机载设备无法直接提供非定常气动力参数,而如何实时感知飞行器大迎角状态的非定常气动力/力矩,是抑制非指令运动现象的核心所在,将是未来战机设计中亟待解决的空气动力学和飞行控制的关键问题之一。针对上述问题,提出基于翼面压力信息获取特征截面滚转力矩系数C_lsec,估算飞行器全机在大迎角状态下的非定常气动力矩,进而判断飞行器的滚转运动的设想。风洞和飞行试验研究结果表明：对于80°/48°双三角翼,0.8c特征截面滚转力矩系数C_lsec与模型滚转力矩存在相关性;在飞行器进行大迎角平飞动作时,非指令滚转运动下的滚转力矩系数C_lsec大幅增加;C_lsec能够比惯性传感器提前预测模型的滚转运动趋势,可为飞行器大迎角状态的非指令运动抑制提供一定数据依据。     

基于TMS320C5402的CVSD编解码实时实现

本文讨论了连续可变斜率增量调制(CVSD)语音编解码算法的原理及其特点,并在MATLAB中进行了仿真,结果表明,选择合适的量阶初值,量阶能够自动地随输入信号平均斜率的大小而连续变化,解码后的输出能够很好的逼近原始输入语音信号。最后,讨论了连续可变斜率增量调制算法(CVSD)在TMS320C5402实时实现过程中软、硬件的设计。     

ANALYTICAL APPROACH TO AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF THE HELICOPTER ROTOR WITH ANHEDRAL TIP SHAPE

Ｍｏｄｉｆｉｅｄｂｌａｄｅｔｉｐｓｈａｐｅｓｃａｎｐｒｏｖｉｄｅａｄｄｉｔｉｏｎａｌｂｅｎｅｆｉｔｉｎｒｏｔｏｒａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ,ａｎｄｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｅｓｏｎｎｅｗｂｌａｄｅｔｉｐｓｈａｖｅｂｅｎｃｏｎｄ...     

三角翼大攻角分离流开缝吸气效应研究

分别采用数值方法和实验方法研究了大后掠角三角翼大攻角条件下,背风面开缝吸气对流场结构和气动力特性所造成的影响。数值模拟采用 Ｈａｒｔｅｎ Ｙｅｅ 的二阶精度隐式 Ｔ Ｖ Ｄ 格式和 Ｎ-Ｓ方程;实验采用激光蒸汽屏流场显示和应变天平测力技术。通过在三角翼背风面开缝吸气,抽掉低能气流,实现增升的效果不理想,同二维吸气涡控制增升效果相差很远,这主要是由于二维同三维分离产生机理上的差异所造成的。     

主动气动弹性机翼技术分析

以伺服气动弹性(或称气动伺服弹性)技术为出发点,结合国内外研究情况,分析近年来正在发展的、能多方面提高飞机性能的飞机设计新技术——主动气动弹性机翼(也称主动柔性机翼)技术的主要设计思想与特点、关键技术、与传统机翼设计技术的区别、应用前景等,反映该技术的多学科综合和一体化的特点,供飞机设计、气动弹性等研究人员参考.      

三角翼受迫俯仰滚转耦合运动的气动特性研究

基于刚性动网格的技术,选用B-L湍流模型,利用有限控制体积法对N-S方程进行数值离散,对76°大后掠三角翼的受迫俯仰滚转耦合运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析。计算结果表明:俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面的涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大。