动力增升对翼身融合飞机沉降特性的改善

翼身融合体飞机起降阶段的“沉降问题”是影响该类布局飞行安全的典型问题,为此提出了一种将动力风扇竖直嵌入机翼中的动力增升方案。分析了动力增升系统对飞行的气动影响,提出了动力增升系统的匹配设计和评价方法,探讨了动力增升系统布局的主要约束。在综合考虑动力增升系统推质比、俯仰力矩配平以及操稳特性等限制因素基础上,基于示例翼身融合体无人机,匹配设计了动力增升系统及其布局方案,针对过渡飞行状态设计了姿态稳定控制律。飞行试验表明:使用动力增升能缓解进近阶段升降舵操纵所引起的下沉率突增与高度沉降现象,同时可将验证机的起、降速度降低20%以上,且该方案易于在小型翼身融合体飞机上实现。      

单兵火箭弹简易制导控制方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较远的作用距离和较高的命中精度,针对静止目标,设计了单兵火箭弹简易制导控制律.首先,将飞行弹道进行分段设计,以瞄准线作为基准弹道,采用虚拟目标导引法实现对基准弹道的跟踪;然后,进行STr控制器的设计,基于典型设计点处控制器的参数插值,得到实时飞行过程中的控制器参数,确保火箭弹在整个飞行过程中具有较高的控制精度;最后,进行了仿真计算,通过仿真结果分析可知,所设计的制导控制系统具有较高的鲁棒性.     

缝翼结构参数对翼型流场和气动噪声的影响

缝翼气动噪声很大程度地依赖于其结构参数。分析其结构参数对翼型流场及其气动噪声特性的影响,是研究缝翼噪声抑制方法的有效途径。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流场分析模型,并利用雷诺平均(RANS)和大涡模拟(LES)方法,分别对具有典型缝翼几何位置及外形特征的翼型进行稳态和瞬态流场特性分析;其次,利用FW-H声类比积分法求解远场噪声分布特性,并研究对比不同缝翼结构参数对远场声压级强度及其指向性分布特性的影响规律;最后,针对不同的缝翼结构参数,分析讨论缝翼噪声抑制与相应翼型升力变化的耦合关系。结果表明:缝翼几何位置和结构变形参数的调整均可有效降低远场噪声辐射,但是在攻角增大的情况下升力系数会有一定程度的降低。     

复合翼无人机加速段纵向飞行特性分析与控制设计

针对高成本的大型复合翼(VTOL)无人机(UAV)从悬停到巡航的纵向加速飞行转换阶段开展气动/控制综合研究。基于叶素动量(BEMT)理论建立斜向入流下旋翼气动载荷计算模型,并与CFD算例对比验证其准确性。分析出旋翼系统引起整机焦点前移产生静不定效应,其中心应置于全机重心之后。仿真对比不同加速策略下的加速特性、控制效能余量等指标,给出-5°俯仰角,定推进油门的加速策略。考虑控制输入冗余,作动器动态响应不同,引入虚拟控制量的概念,采用频域分解的效能分配准则实现静态分配。考虑建模误差,设计L1自适应姿态控制框架实现动态控制增稳,拉偏仿真验证其鲁棒性。飞行试验验证了所述建模方法、加速策略及控制律框架的有效性。      

乏油条件下直升机传动系统弧齿锥齿轮的瞬态温度场

基于传热学及摩擦学原理,建立了弹流润滑和边界润滑有机结合的啮合齿面摩擦热的数学模型以及乏油润滑条件下瞬态温度场的计算方法。给出了瞬态温度场分布云图以及温度时间变化曲线,并分析功率、转速对瞬态温度场的影响。结果表明：在5 min的乏油润滑过程中,主动轮在功率从866 kW增至2 000 kW时,其最大温度升高了657 ℃,而在转速从5 000 r/min增至20 000 r/min时其最大温度降低了8502 ℃。该研究结果为无油润滑条件下直升机主减速器弧齿锥齿轮的最佳侧隙设计奠定了基础。     

翼身融合民机背撑发动机安装效应对推力影响研究

针对背撑发动机布置的翼身融合布局(Blend wing body,BWB)民机,为了研究机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响,通过对单独发动机短舱和飞机-发动机安装状态三维流场进行数值模拟,采用推阻力划分方法提取安装和非安装状态下发动机推阻力相关参数,获得了巡航状态和低速12°迎角状态下发动机安装效应对背撑式BWB民机推力的影响规律。结果表明:高速巡航状态,机体对发动机表面压力分布的影响导致短舱外表面吸力降低,发动机阻力增大是造成有效推力损失的主要原因;低速12°迎角状态,内、外涵喷流受机体流动影响压力降低,引起内推力减小,其降低量占有效推力安装效应影响的比例约95%,且机体边界层和分离流动并未影响发动机进气品质。在背撑式BWB民机设计中,需要考虑不同飞行状态下BWB机体对安装状态发动机流场的干扰,减小安装效应对有效推力的影响。     

螺旋桨滑流对菱形翼布局无人机气动的影响

采用基于混合网格技术及k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navior-Stokes （RANS）方程的多重参考系（MRF）方法对带桨状态的低雷诺数菱形翼布局无人机（UAV）的气动特性进行了准定常数值模拟,通过对无人机带桨状态和干净构型的气动力系数及流场结构特性进行对比分析,研究了螺旋桨在不同安装位置时其滑流对菱形翼布局无人机气动特性的影响。研究结果表明,螺旋桨滑流并不总能提高无人机的升力特性;螺旋桨安装在机头及前翼时后翼受到螺旋桨滑流形成的组合涡系的影响,其气动性能有较大的变化;螺旋桨滑流对机翼的增升作用还受到机翼掠角和螺旋桨旋转方向的影响;受布局特性影响,当安装位置远离焦点时,螺旋桨滑流对无人机的俯仰力矩特性影响较大。     

基于DMD方法的缝翼低频噪声机理分析

认识缝翼低频噪声的产生机理十分重要,可指导先进的主被动噪声控制方法。本文开展了缝翼噪声的大涡模拟（LES）,利用动态模态分解（DMD）方法研究了缝翼低频噪声的产生机理。研究结果表明缝翼低频噪声具有显著的偶极子特性,其利用DMD分析揭示了缝翼噪声的产生机理,缝翼低频噪声源于剪切层中的大尺度涡结构与缝翼下壁面的周期性撞击效应,大尺度涡结构与低频噪声之间存在的流-声耦合的闭环反馈机制,根据反馈机制提出并验证了一种预测低频噪声的理论预测模型。     

翼身融合体旋流对单级轴流压气机性能影响的数值研究

为探究翼身融合体(Hybrid wing body, HWB)飞机发动机进口旋流对压气机性能和稳定性的影响,利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在HWB旋流作用下的气动响应,获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明,HWB旋流导致压气机增压能力和效率下降,失速点流量增加,在100%,90%和80%换算转速下,压比最大降低幅度分别为0.52%,0.42%,0.38%,峰值效率分别下降了4.93%,5.74%,6.14%,喘振流量分别增加了2.43%,5.4%,2.94%。研究发现,压气机稳定工作边界由最恶劣的进气旋流区域决定,压气机失稳是HWB旋流中的反向旋流导致转子叶尖进气攻角增大、气流在叶片前缘溢流造成的。     

共性半环翼跨介质航行器变体气动特性研究

基于一种特殊的双层半环形闭合翼构型,利用流体仿真软件对该构型跨越水空介质后变体过程中的不同状态进行了仿真,并对其非定常气动特性进行了分析;比较了特定条件下非定常状态和定常状态的气动参数随折叠角的变化曲线,得到了机翼展开和回收至不同角度的压力和速度分布云图以及对应位置的压力分布曲线;研究了不同变体速率对机翼变体的非定常气动特性的影响,并提出了附加动力学影响、流场迟滞影响等物理效应来解释该构型的非定常气动特性的形成原理。仿真结果表明,机翼回收过程的气动参数大于定常状态,展开过程气动参数小于定常状态,变体速率越大,非定常效应越明显,产生这种差异的原因是来自于流场迟滞的影响。