再入弹头小不对称俯仰气动特性测量技术研究

再入弹头小不对称俯仰力矩的精确测量一直是风洞试验领域的一个难题。设计了轴承铰接式自由振动系统,以同时测量模型的动稳定性导数和静力矩系数。滚动轴承提供系统在俯仰通道的自由度,同时在弹性梁断裂时保护模型不受破坏;可拆卸弹性梁可根据试验要求更改结构尺寸,调整系统振动频率及应变片输出信号的质量。利用本系统在Φ500mm 高超声速风洞进行了模型风洞试验,试验结果重复性及试验稳定性好,静态力矩系数测量结果达到10-6量级,证明了系统的精确性与可靠性。     

基于数值虚拟飞行技术的飞行器动态特性分析

基于结合结构重叠网格、闭环PID控制器、舵偏控制律、刚体六自由度运动和非定常Navier-Stokes方程求解等模块的数值虚拟飞行技术,对“起源号”返回舱、基本带翼导弹外形的多自由度非定常运动、受控特性及控制参数的整定开展了模拟。分析了不同自由度（DOF）下飞行器的运动特性,飞行器受扰动后的稳定性及控制参数的整定。计算结果表明：利用数值虚拟飞行技术可有效地开展复杂流动下飞行物体非线性运动问题的研究,对研究飞行器在非线性流动下的动态特性、受控特性、流动机理研究以及控制律的设计检验具有较高的工程价值和应用前景。     

对转桨推进型鱼雷有动力影响研究

为使国内具有鱼雷有动力风洞试验能力，通过设备研制和对转桨推进型鱼雷性能研究试验表明：一是动力对姿态导数影响达40％，效率导数一般下降10％－15％，设计单位应重视上述特性对鱼雷航行与机动特性的影响；二是对转桨对雷体稳定性作用值得高度重视，传统认为对转桨是鱼雷辅助稳定装置的设计思想应有所调整，尤其对机动性要求高的鱼雷。     

一种新颖的侧滑振动导数实验技术

北京大学低速风洞中采用一种新的测量侧滑振动导数的原理和技术，它利用同一强迫振动装置，更换少许运动转换件和支杆，实现五种自由强迫振动，由六分量天平和相关滤波仪器测量出全部组导数和下洗时差导数，而侧滑振动导数是通过对应的侧滑－滚转振动与滚转振动测出的组合导数之差得到的。本文给出了某教练机大攻角侧洗时差导数的典型结果。     

浅析动导数对飞机大攻角动态特性的影响

在分析飞机大攻角动态特性时必须考虑非线性空气动力影响,因为大攻角下的空气动力现象比较复杂,难以定量预测。近年来由于对飞行品质要求的提高及扩大飞行包线使用范围的需要,对大攻角的动态特性提出了更高的要求。本文简要介绍了大攻角动态特性、动导数研究方法,并就动导数对大攻角飞行特性的影响作了一些定性分析。     

旋转流场下的动导数测量相关滤波原理及技术关键的对策

本文主要介绍了应用飞机非定常动态模拟综合实验系统对飞机模型进行旋转流场下动导数测量的原理，以及数据采集的处理原理和方法。     

旋转钝锥高超声速自由飞气动导数非对称性北大核心CSCD

分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨识曲线与观测值的重合性,证明轴对称旋转飞行器存在气动导数非对称的问题,其动导数和Magnus力矩导数均存在较明显的非对称性,动导数的非对称性尤其严重,而静导数的对称性则较好。进一步分析发现气动导数的非对称性对旋转飞行器的瞬态角运动、及总迎角的峰、谷值及相位均存在明显影响,采用轴对称假设而获得的瞬态角运动将存在一定误差。旋转飞行器气动导数非对称性的影响不可忽略。     

临近空间飞艇横向稳定性分析

临近空间飞艇由螺旋桨提供偏航控制力矩，空速大时操纵效率低，飞行试验中多次出现偏航通道发散，飞艇稳定性问题凸显。选用HALE-D和HiSentinel两种飞艇，通过CFD仿真方法，得到两种飞艇的静态气动参数，以强迫振荡方法获得其动导数，两种飞艇在计算角度内组合导数均为负值，模型处于阻尼状态；在此基础上，通过飞艇横向稳定性分析获得两种飞艇的稳定区间。结果表明，HALE-D飞艇的横向稳定区间大于HiSentinel飞艇，相同迎角(侧滑角)时，HALE-D飞艇的阻力较大，临近空间飞艇设计需综合考虑阻力、稳定裕度和操纵性之间的平衡。研究结果为临近空间飞艇横向稳定性分析提供了一种方法。