三翼面CRW飞机纵向最优配平点研究

从飞行性能和控制效能两种优化角度,对三翼面鸭式旋转机翼(CRW)飞机的配平情况进行了研究。采用了物理意义明确的数学方法对CRW飞机进行配平计算,并用两种优化方法对配平状态进行了优化,以得到目标函数下的最优配平状态(最优配平点)。同时验证气动导数估算方法,为CRW飞机的进一步研究奠定了基础。     

含橡胶隔振器振动系统动态特性研究

以APU隔振器为研究对象,提出采用五参数分数导数建立橡胶隔振器本构模型。推导了含橡胶隔振器振动系统的非线性动力学有限元方程式。分析了隔振器结构参数变化对传递率特性的影响。研究结果表明:文中的数值计算方法能更好地预测含橡胶隔振器振动系统的动态特性。     

基于Euler方程解摄动的超声速旋转导数计算方法

基于笛卡尔网格和采用Euler方程基本流场解,通过Riemann不变量摄动,对旋转扰动引起的物面法向速度构建摄动关系,发展了一种超声速旋转导数快速计算方法。文中给出了具体的推导过程,可以看出由此得到的超声速旋转导数,仅与定常欧拉解基本流相关。因此,一旦CFD计算得到定常欧拉解,就可一次性地快速计算出感兴趣的超声速旋转导数。为了验证该计算方法,本文选用国际动导数标准模型Basic Finner算例进行了计算,计算结果与试验数据、文献数据具有很好的一致性,展示出本文方法计算耗时少、精度高、工程实用性强等优点,且该算法基于笛卡尔网格,特别适合复杂气动外形飞行器超声速旋转导数的快速计算。     

放宽纵向静稳定度飞机的平尾面积收益分析方法

 从飞机配平角度出发,讨论了飞机的平尾面积和重心后移量对飞机纵向气动导数的单一和综合影响,推导出了平尾面积与重心后移量之间的数学关系,提出了一种新的分析和计算相结合的方法来快速分析放宽纵向静稳定度飞机的平尾面积收益,并应用该方法分析了放宽伊尔-76飞机纵向静稳定度的平尾面积-收益。     

基于能量等效原理的颤振机理及颤振导数识别

桥梁和风是相互作用的流固耦合系统,风对桥梁的作用效应可以分为阻尼效应和刚度效应。首先基于能量等效原理将Scanlan线性颤振自激力分为纯阻尼效应项H₁^*、A₂^*,纯刚度效应项A₃^*、H₄^*和既有刚度效应又有阻尼效应的双重效应项A₁^*、H₂^*、H₃^*、A₄^*。将颤振自激力进行积分运算分别求出其阻尼效应项的做功时程和刚度效应项的无功时程并从功能角度对经典耦合颤振驱动机理进行了研究,最后通过将耦合颤振微分方程转化为功能方程形式,提出了一种基于自激力瞬时做功的颤振导数识别方法并证明了该方法的可靠性。     

固体火箭发动机的参数及其偏差预测

将压力、此冲及总冲等参数作为随机变量,根据生产过程中统计获得的推进剂物性诸元和热力学性能诸元及发动机结构诸元等数字特征,提出预测压力、比冲及总冲等参数及其偏差的方法。     

再入弹头非对称气动力研究

本文通过六自由度弹道方程数值模拟了再入弹头非对称气动力和非对称静、动导数对弹头滚转异常的影响;阐述了非对称气动力及非对称静、动导数产生的机理。本文利用作者建立的近似计算和数值计算方法,计算了典型的非对称再入弹头的气动力,定性分析了非对称气动力随弹头几何参数的变化规律,对再入弹头设计有重要的参考价值。     

飞行器大攻角升沉平移

为了测量由升沉和平移加速度(和)产生的导数,进而将组合动导数分开,来改善飞机飞行特性的预测效果,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作.采用刚性强迫振动法,研制了试验装置,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和"静导数".给出了升沉振动试验在振幅为60mm,频率为1.0Hz、1.5Hz,α=0～45°,Re=0.76×106情况下的典型试验结果.小攻角情况下,Cm为负值,是动稳定的,且随攻角变化不大,而在大攻角情况下,由于非定常气动力的作用,Cm变化剧烈而且出现动不稳定.从典型试验结果看,该技术是成功的,所获数据是合理可靠的.     

飞行器大攻角升沉平移加速度导数测量技术

为了测量由升沉和平移加速度 ( α和 β)产生的导数 ,进而将组合动导数分开 ,来改善飞机飞行特性的预测效果 ,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作。采用刚性强迫振动法 ,研制了试验装置 ,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和“静导数”。给出了升沉振动试验在振幅为60mm ,频率为 1 .0Hz、1 .5Hz,α =0～ 45°,Re=0 .76× 1 0 6 情况下的典型试验结果。小攻角情况下 ,Cm α为负值 ,是动稳定的 ,且随攻角变化不大 ,而在大攻角情况下 ,由于非定常气动力的作用 ,Cm α变化剧烈而且出现动不稳定。从典型试验结果看 ,该技术是成功的 ,所获数据是合理可靠的。