任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究

从小扰动线化速位方程出发,结合细长体理论,建立了任意截面弹体法向气动力与截面形状系数之间的相关性;采用二维鳞片法求解速位方程可以得到截面形状系数,从而进行单独弹体气动力估算。根据部件组拆法思想,对这一工程估算方法进行推广,提出一种适合于任意截面导弹翼身干扰系数的估算方法,该方法得到的预测结果和吹风实验、文献数据比较符合较好。采用以上方法对矩形截面的翼身组合体进行估算,具有较好的精度。     

亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究

通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件,采用数值求解Euler方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场,然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换,用同样方法计算出模型在自由流中的绕流场,从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性,采用重叠网格技术,对飞机大迎角标模和SB-03模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。     

基于模型试验的旋翼/机身气动干扰经验算式

试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关,机身升力和俯仰力矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大。通过对试验数据的初步分析,确定机身受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构,利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式,该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中。     

神经网络在旋翼／机身气动干扰模型中的应用

由于直升机自身的特点,旋翼／机身气动干扰呈现非线性,且受多种因素的影响,用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本,对网络参数进行学习,可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型,进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神经网络模型的建立进行论述外,还简要介绍了旋翼／机身气动干扰试验。     

高速风洞品字形低阻弹外挂测力试验研究

在ＦＬ－２４风洞中,采用８台天平分别对母机、六枚“品”字形低阻弹及其外挂组合体同时进行了外挂测力试验。结果表明,各外挂物受机翼下洗流影响,其法向力、俯仰力矩特性与其单个外挂物在自由流中呈现的特性大不相同;翼下挂低阻弹及其挂架受侧洗流影响较大,零侧滑角时产生了横向气动特性;处于机翼复杂流场下的外挂物,除滚转力矩量值不大外,侧向力和偏航力矩量值分别与法向力和俯仰力矩量值相当。     

国内主流机型客舱声品质表现分析

舱内声环境是决定飞机乘坐舒适性的主要因素之一,而声品质是声环境的一个重要特征。目前声品质分析通常采用主观评价和客观评价两种途径,其中声品质客观评价通过分析噪声数据的频谱特性等物理参数,能更客观的反映声音特性。本文通过高精度的双耳采集设备实测了国内主流机型在巡航阶段的声环境数据,并对相关数据进行声品质客观分析。根据本文测量结果的分析,飞机客舱内的A声级在69.4 dB（A）~83.9 dB（A）之间,响度在28.4 sone~52.5 sone之间,尖锐度分布较均匀,数值在1.1 acum~1.4 acum之间。根据频谱云图结果,噪声源主要集中在200 Hz~400 Hz频段,并且噪声强度在客舱中后部有明显增强。总体来说,各个采样机型客舱内的声品质表现整体处于可接受的水平,其中客舱前部的声品质表现要优于客舱中后部位置。     

凸拐角附近激波与湍流边界层干扰的数值模拟研究

采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞=3、雷诺数Reθ=2070的凸拐角附近激波与湍流边界层干扰问题。对于尖拐角和钝拐角两种情况,计算考察了激波入射到拐角下游时的流场结构、非定常分离流以及湍流统计特性。研究发现:尖拐角能够使流动产生局部集中的顺压梯度,导致壁面摩擦系数在拐角处出现峰值,因此分离点难以越过拐角向上游运动,而再附点发生前后运动。与尖拐角情况不同的是,钝拐角产生的局部顺压梯度不足以阻止分离点越过拐角,因此分离点和再附点都会发生运动。此外,尽管凸拐角产生的顺压梯度能抑制分离点附近的近壁小尺度涡结构,但在经过入射激波作用之后,近壁小尺度涡结构在再附点附近显著增强。     

鸭式旋翼/机翼飞行器转换末段气动特性

采用数值模拟方法研究鸭式旋翼/机翼(CRW,Canard Rotor/Wing)飞行器在转换过程末段,旋翼转速极低时全机气动特性变化规律及其产生原因.给出了旋翼旋转一周时,全机气动力、气动力矩、焦点位置变化规律,对此布局形式,转换过程末段全机升力、阻力变化幅度可达10.7%,3.7%,焦点可移动0.6 m.研究显示:旋翼处于前后不对称流场及旋翼处于不同方位角时对机体的不对称干扰是气动力与气动力矩变化原因,旋翼与平尾升力线斜率变化、旋翼自身焦点位置变化导致了全机焦点移动.      

机载自卫闪烁干扰作战效能评估

为了得到机载自卫电子对抗作战样式中的闪烁干扰对工作于角度跟踪状态的敌防空武器控制系统电子设备进行无线电抑制的作战效能,通过对该干扰样式的剖析,对其具体实施过程进行详尽建模,并结合相关评估指标来实施评估工作.首先,根据闪烁干扰的基本原理,通过对闪烁干扰作战过程的建模分析,然后,以脱靶量为衡量标准,考虑导弹在攻击期间能修正的误差距离值,推导出来袭导弹的合成均方根偏差,最后得到电子对抗设备所掩护飞机的杀伤概率评估指标的详细模型.仿真算例表明了干扰机功率、被掩护飞机的飞行速度和反射截面积、双机平均闪烁周期等参数对杀伤概率和双机编队参数的影响.      

基于图像模拟的HJ星CCD相机交叉定标

针对同一HJ-1星的两台CCD相机,提出基于图像模拟的交叉辐射定标方法:通过建立两台CCD相机图像DC值的数学关系,以获取地面目标图像的已定标的CCD为标准对未同时获取图像的待定标的CCD进行交叉定标,得到了2008年10月A2CCD和B2CCD的定标系数.利用贡格尔场野外实验数据和敦煌场的MODIS数据对定标系数进行真实性检验,并对该方法的主要误差来源进行了分析.结果表明,交叉定标具有较高的精度和可信度,可以在保证定标精度的同时,提高定标的频次.