飞机机身大迎角气动力实验研究

本文研究了机身模型在迎角０￣９０°范围内的气动特性，实验风速为２１ｍ／ｓ，相应的实验雷诺数（基于机身直径）为０．８６×１０＾５。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比，以研究机身形状和几何参数对气动特性的影响。重点分析了非对称起始迎角、侧力和偏航力矩特性。本文研究的机身形状包括尖切拱形、圆锥、钝头型圆锥、椭圆锥和鲨形等５种前体以及相应的后体：所讨论的几何参数有头部半顶角、前体长细     

侧滑双三角翼大迎角气动特性与旋涡的关系

 本文对不同展弦比双三角翼有侧滑时的气动力进行了实验研究,α=--3°～42°,β=--20°～20°,雷诺数为1.3×10~6。为分析测力结果,作了测压、空时流场及油流等实验。研究表明,不对称来流使机翼迎风侧旋涡绕合推迟,涡破裂提前,背风侧则相反。有侧滑时机翼不对称涡破裂对气动力影响显著,引起大迎角时滚转不稳定。     

飞机大迎角飞行稳定性判据分析

 1.引言 随着高机动性飞机的发展,大迎角飞行稳定性日益线引起人们的关注,并各自根据特定的条件作了相应的简化,提出了并种简化适用的大迎角飞行稳定性判据,如急滚机动的Phillips准则、方向发散的动方向稳定性参数m_(y·dyn)~β、横向操纵偏离参数LCDP、以及预测偏离的     

亚音速、大攻角、时间域完全非定常机翼气动力的计算方法

 当前有关大攻角机翼气动力的数值方法,多数只适用于不可压情况。对于亚音速范围,只对定常情况进行过计算,至今尚未见到非定常方面的文章。为此,我们将文献[1]的方法作进一步发展,使之适合于计算大攻角非线性问题。由于亚音速非定常时间滞后以及尾涡形状不断变化,所以计算比较复杂,本文在处理过程中力求简单。     

高机动导弹气动／运动／控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术

解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动／运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动／运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明：目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动／运动／飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。     

圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究

针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证.为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现.在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核.结果表明:圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理,实现了预期的试验目标;所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能,满足大涵道比发动机的寿命设计目标;失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展.     

低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

为满足国内战斗机型号研制对大迎角过失速机动过程中非定常气动力问题研究的需求,中国航空工业空气动力研究院在FL-8风洞开发了一套基于电液伺服马达和电机耦合驱动的双自由度大幅振荡试验技术。简单介绍了该系统的基本组成和试验原理,给出了FL-8风洞动态标准模型双自由度大幅振荡试验的典型结果,分析表明：该系统运行性能稳定,试验数据可靠,重复性精度较高,可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究。     

三角翼大迎角风洞试验支架干扰数值模拟研究

现代战争要求战斗机能够在大迎角（AOA）状态下进行过失速飞行,对飞机大迎角绕流流场的研究主要的方法有风洞试验和数值模拟。在大迎角风洞试验中,常用的是尾支撑方法,支架的存在会对模型的试验结果产生一定的影响,本文通过数值模拟来对这个影响进行研究。以开源计算流体力学软件OpenFOAM 2.3为平台,采用PIMPLE算法求解Navier-Stokes（N-S）方程,PIMPLE算法是SIMPLE（Semi-Implicit Method for Pressure-linked Equations）算法和PISO（Pressure Implicit with Splitting of Operator）算法的结合体;采用基于有限体积的空间离散方法和空间二阶精度的线性插值方法,时间离散采用后向差分方法,湍流模型采用SA-DDES（Spalart-Allmaras-Delayed Detached Eddy Simulation）模型。为了验证方法的可靠性,首先对0°、10°、30°、50°、70°以及90°迎角下的有支架三角翼绕流流场进行计算,并将计算结果与试验结果进行对比,两者吻合较好。在此基础上,数值模拟了无支架的三角翼绕流流场,对比有/无支架情况下数值模拟结果,得到支架对三角翼绕流流场、背风面压强分布和气动力的影响。计算结果表明：大迎角情况下,有支架与无支架时相比,支架的存在会影响三角翼附近的流场（但是不会改变涡系等流动结构）、改变翼表面压强分布,从而导致三角翼的法向力系数和俯仰力矩系数发生明显变化。     

高超声速飞行器纵向大攻角非线性失稳分析与控制

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了多特征点单参数分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合高超声速飞行器大包线飞行特性,求解并分析了双参数分岔,并计算了稳定分支曲面和不稳定分支曲面,从全包线范围揭示了高超声速飞行器大攻角失稳特性。为了实现高超声速飞行器的稳定控制,基于非线性动态逆和分阶思想,设计了非线性控制器,并计算了非线性开环闭环系统的全局特征根分布,结合所提出的一种基于连续算法的非线性闭环系统全局性能评估方法,评估并分析得出非线性控制器的有效性和较优的全局性能。最后,对闭环系统进行了时间历程仿真,进一步验证了非线性控制器的有效性。     

激励器结构对三电极等离子体高能合成射流流场及其冲量特性的影响

等离子体激励器以其结构简单、响应速度快、环境适应性强等优势,已成为主动流动控制技术和流体力学研究的前沿与热点。相比于传统两电极激励器,三电极等离子体高能合成射流激励器具有更高的能量效率,形成射流冲量更大,有望成为新型快响应直接力产生装置。为揭示激励器结构对射流流场和冲量特性的影响规律,进而优化激励器结构参数,利用电参数测量装置、高速阴影系统及自主设计的单丝扭摆式微冲量测量系统对不同射流孔径、腔体体积和电极间距的三电极激励器放电特性、射流流场及其冲量进行了实验研究。为对比激励器在不同工况条件下的工作特性,定义无量纲能量沉积ε和无量纲射流冲量 I *,并分析了激励器结构参数对ε和 I *的影响。结果表明对于给定无量纲能量沉积ε,激励器存在最优射流孔径;激励器无量纲能量沉积ε和无量纲射流冲量I *随腔体体积增加而减小,随激励器电极间距增加而增加;射流强度及其流场影响区域随腔体体积增加而减小,随激励器电极间距增加而增加。对比不同腔体体积和电极间距工况条件下 I *随ε的变化可知,为设计具有较好射流冲量水平的激励器,在相同无量纲能量沉积ε条件下,应尽量增大激励器无量纲射流冲量 I *。当设计激励器无量纲能量沉积ε小于初始工况时,应增大初始工况激励器腔体体积使无量纲能量沉积ε降低至设计值;当设计激励器无量纲能量沉积ε大于初始工况时,应增大初始工况激励器电极间距使无量纲能量沉积ε增加至设计值,使设计激励器具有较好的射流冲量水平。