测定颤振导数的机械导纳法

本文通过风洞试验,研究了均匀来流下几种典型节段模型涡激振动对自由衰减法获取颤振导数的影响,提出了克服这种影响的初步方法——机械导纳法。并且在研究涡脱落频率基础上,提出了颤振和涡激振动的区别方法。     

振幅对流线型箱梁自激气动力的影响

研究了强迫振动振幅对流线型箱梁断面自激气动力的影响。采用1:70的刚性节段模型开展了测压试验,获得了不同迎角的模型断面在不同振幅下的气动压力和分布,探讨了气动力特性。试验中的扭转振幅范围为2°~16°,竖向振幅范围为5~23mm,来流迎角分别为0°和±5°。测试结果表明,在迎角α=0°条件下,当扭转振幅A_t ≤8°,或竖向约化振幅A_v/D≤0.46时,自激气动力的线性谐波占整体气动力的比例在95%以上,没有明显的高次谐波分量。当扭转振幅A_t > 8°,来流迎角为+5°时,自激气动力的线性谐波比例可降低到75%,高次谐波的比例可达到25%。扭转振幅对颤振导数A₂*、A₃*、H₂*均存在显著的影响,但竖向振幅仅对H₄*存在一定的影响。由此得出,尽管颤振导数随振幅的改变是非线性的,但在一定条件下（如8°扭转角以内）,气动力本身不含有明显的高次谐波分量。     

无网格方法关于导数计算的程序验证

为了提高无网格方法对空间导数的数值计算能力,提出并论证了新的适用于直角坐标系、柱坐标系和球坐标系的空间导数无网格算法。基于数值解与理论解的对比分析,对数值误差和收敛性进行了后验评估。评估结果表明:该算法对函数和导数的估计均为2阶精度,支撑域尺度对数值误差的大小有一定影响,但不影响数值计算的精度等级。在离散尺度h为0.01的条件下,对所选函数及其导数的数值计算相对误差不大于0.65%。      

湍流方程扩散项离散对某径向叶轮流场计算的影响

在相对旋转坐标系下采用Harten,Lax and van Leer contact （HLLC） 格式离散对流项,自行开发了基于多块结构化网格的有限体积程序,实现了对叶轮机械内部流场的数值求解.分别对半开式径向叶轮、闭式后弯叶轮展开数值模拟,程序和商业软件计算得到的不同叶高处表面压力数据,其相对差异不超过1%,验证了算法的正确性.针对湍流方程的扩散项,分别使用完全离散和略去交叉导数项离散,通过对湍流黏度等值线、气动轴向力和力矩的比较表明:在网格正交性较好的情况下,略去交叉导数项的离散对计算结果的影响小于1%,显著地减小湍流方程离散的计算量.      

倾转旋翼飞行器的建模和操纵分配策略

针对倾转旋翼飞行器试飞样机建立了旋翼、机翼、短舱、机身、平尾、垂尾等部件的非线性气动模型和飞行动力学模型,研究了直升机模式、倾转过渡模式和飞机模式下的操纵特性,根据配平分析和小扰动线性化处理结果得到了不同飞行模式下的操纵效率,提出了一套适用于全飞行模式的操纵分配策略,解决了飞行控制随飞行模式变化出现的气动结构部件变化与操纵冗余的难题.利用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计不同控制律,有效降低了飞行控制器的设计难度.仿真验证了倾转旋翼飞行器飞行动力学模型的可信性和操纵分配策略的有效性.      

稳定性导数计算方法研究

稳定性导数的准确计算对于飞行器的操稳特性具有重要意义.应用计算流体力学(CFD)方法中的非结构化动网格技术建立能够模拟飞行器做周期性俯仰运动的强迫振荡法,以国际动导数标模Finner导弹为验证算例,获得不同马赫数下俯仰力矩系数的迟滞环曲线,进而计算Finner导弹在不同马赫数下的静稳定性导数和动稳定性导数.结果表明:本文计算得到的俯仰静稳定性导数与试验数据非常接近;在亚音速和超音速范围内,动稳定性导数计算结果与试验值很接近,但在跨音速范围内,本文计算结果与试验曲线的规律性一致,但误差较大.     

平衡气体效应对飞行器动态特性的影响研究

通过数值求解N-S方程,模拟升力体外形的强迫振动过程,研究了平衡气体效应对带翼飞行器俯仰阻尼导数的影响。分别在完全气体和平衡气体假定条件下,给出了h=30km,Ma∞=8,α=0°,10°,20°,30°时的俯仰阻尼导数变化的定量分析结果。     

利用神经网络进行飞机参数估计的两种新方法

本文提出了利用前向传输神经网络依据飞行数据估计飞机稳定性和操纵导数（参数）的两种新方法。这两种方法都是利用运动变量和控制输入量作为输入文件，而以空气动力系数作为用于调试神经网络的输出文件。为了进行参数估计，允许向被调试的神经网络提供经过适当修改的文件，从而获得对应的空气动力系数预测输出文件，对这一组输入－输出文件进行适当的编译和处理后就可得到飞机参数的估计值，这些方法首先是利用模拟飞行数据进行验证的，然后才应用于实际的飞行数据。实际飞行数据是通过对已发表的报告中的模拟量数据进行数字化后得到的。文中还给出了参数估计的结果，其目的在于说明参数估计精度受网络拓扑结构，迭代次数主模拟飞行数据中测量噪声强度的影响。所介绍方法的重要特点之一是，它们并不需要像熟知的参数估值法（如最大似然法）那样去推测出一组合理的参数初始值。     

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。     

飞机大迎角滚转运动频率域建模与稳定性分析

本文运用频率域建模法,分别建立了飞机大迎角滚转运动的Ｆｏｕｒｉｅｒ变换模型及非线性代数模型,并从数学模型中提取动导数。基于非线性非定常数学模型与局部线化的动导数数学模型,计算了飞机滚转运动的稳定性,并运用李雅普诺夫稳定性分析理论,进行飞机滚转运动稳定性分析。结果表明,大振幅非定常滚转运动实验可以用于飞机绕体轴滚转运动的稳定性分析。从大振幅实验数据提取的动导数,基本反映了飞机的非定常气动力特性。通过