在非定常气动力作用下弹性飞行器的动稳定性及主动控制

首先导出了在非定常气动力作用下的弹性飞行器纵向运动方程。而后就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性对飞行器稳定性影响的方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度研究主动反馈控制、操纵面及陀螺位置合适选择的最优综合设计问题。     

飞行器完全非定常气动力的一种工程计算方法

本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的气动力表达式简单。算例结果表明:该完全非定常气动力计算方法可行,精度令人满意,具有工程实际意义。     

非均匀栅距对轴流压气机流动影响的数值研究

本文进行了非均匀栅距叶片排的轴流式压气机流场数值研究,进口导叶采用了不同的非均匀栅距结构,探讨了不同工作状态下对压气机性能及动叶非定常气动力的影响。数值研究中采用LU-SGS隐式解法与双时间方法相结合,求解圆柱面二维流动的雷诺平均非定常N-S方程。数值研究的结果表明,进口导叶非均匀栅距结构对压气机气动性能影响不大,但对动叶表面受到的非定常气动力有一定影响。采用不同的非均匀栅距进口导流叶片排结构型式,动叶表面的非定常气动力的分布是不同的。不同工作状态下的计算结果显示,即使采用相同的非均匀栅距结构,非定常气动力的分布特性也是不相同的。     

翼型纵向俯仰非定常气动力研究

飞行器飞行时受到的非定常气动力是飞行器设计以及机动飞行中须考虑的一个重要因素。采用CFD方法数值模拟了NACA0012翼型在马赫数从0.2~5.0范围变化时做强迫振荡的非定常流场。通过积分法计算了在不同马赫数时翼型的俯仰动导数。计算结果表明,迟滞效应随马赫数的增大先增大后减小,在跨声速区域迟滞效应达到最大;迟滞环的绕向在跨声速区域为顺时针方向;迟滞环顺时针绕向时,动导数大于零,模型动不稳定,逆时针绕向时,动导数小于零,模型动稳定;旋转角速度越大,翼型表面非定常气动效应越明显。     

跨声速风扇叶片变形对气动性能的影响

为了研究跨声速风扇叶片变形对气动性能的影响,发展了流固耦合方法计算风扇叶片在气动力作用下变形的数值程序,耦合求解了三维可压缩雷诺平均的Navier-Stokes (N-S)方程和描述叶片振动的结构动力学方程,并模拟了跨声速风扇Rotor 67转子叶片在气动载荷下的变形,重点分析了由于叶片变形带来的气动性能的变化.      

建模变量对非定常空气动力数学模型的影响

在某飞机大振幅偏航、滚转单自由度运动风洞试验的基础上,采用不同建模变量,用模糊逻辑方法建立滚转力矩模型,分析研究了不同变量对模型精度的影响;然后运用得到的较为合理的建模变量,采用非定常模型获取偏航-滚转耦合运动的气动力系数,并与试验结果比较,分析不同的变量组合对该模型预测精度的影响。结果表明,不论在哪种运动形式下,建模变量间的相关性都是造成模型预测精度低的主要因素。对于单自由度运动,应取α、β、ωy(ωx)为建模变量;对于耦合运动,以α、β、ωx、ωy为建模变量较好。     

零净质量射流的数值模拟

对零净质量射流致动器的流场和有零净质量射流时翼型的绕流流场进行了数值模拟,分析了动网格与几何守恒率、边界条件、湍流模型对零净质量射流致动器流场计算的影响,分析了零净质量射流的速度幅值和驱动频率对翼型增升效果的影响.研究结果表明,在复杂计算中可以对能动部件的边界作赋值处理;随着射流速度幅值的增加,翼型的平均升力系数和阻力系数都要增加;射流频率对升力的影响呈非线性.     

基于神经网络模型的动态非线性气动力辨识方法

 在标准径向基函数（RBF）神经网络模型的基础上发展了带输出反馈的RBF神经网络。将计算流体力学(CFD)方法计算的时域气动载荷作为输入信号,建立跨声速非定常非线性气动力模型,并进一步运用CFD方法验证模型的精度。算例表明带输出反馈的RBF神经网络较标准RBF神经网络精度更高,能更准确描述跨声速激波大幅振荡时的非线性和非定常特性,并可推广用于多自由度运动的动态非线性气动力建模。用多级信号训练,预测简谐信号输入下的气动力算例表明带输出反馈的RBF神经网络能够预测不同振幅、不同频率的信号激励下的非线性气动力。     

考虑喷流效应的机载导弹发射及气动干扰数值模拟

研究比较了机载导弹发射时是否考虑导弹尾喷流情况下导弹运动特性及机-弹气动干扰影响.通过动态结构嵌套网格技术实现了导弹运动的模拟,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常Euler方程得到流场信息.导弹推力由发动机燃烧室喷流计算得到;当不考虑喷流效应时,推力通过直接在导弹尾部给定非定常作用力实现.应用此方法模拟了基于类"全...     

基于弹簧系统网格变形方法的旋翼气弹耦合分析

在旋翼气动弹性耦合（CFD/CSD）分析中引入弹簧系统网格变形方法,建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题,旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法,通过添加冗余约束,避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块,对基于运动嵌套网格 的空间流场进行求解,湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块,基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解,验证了网格变形模块和CFD模块的有效性,然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上,计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷,并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明,文中的弹簧系统网格变形方 法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析,提高了旋翼气弹载荷的预测精度。