高速风洞超大迎角试验技术初步研究

大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。

4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件

针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。

面向战机大迎角机动过程的智能学习控制

针对战机大迎角动力学呈现的强非线性、气动不确定和通道耦合特性,提出了一种基于智能学习的自适应机动跟踪控制方法.通过将通道耦合视为集总扰动的一部分,把模型分解为迎角子系统、侧滑角子系统和滚转角速率子系统.采用神经网络估计不确定,设计跟踪误差反馈与集总干扰估计前馈相结合的控制器获取期望操纵力矩,并基于串接链分配方法求解气动舵偏角和推力矢量偏角.对于神经网络权重更新,构建预测误差表征集总干扰的估计性能,结合跟踪误差设计复合学习更新律.基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的一致最终有界稳定性.针对眼镜蛇机动和赫伯斯特机动指令进行了仿真验证和抗干扰参数拉偏测试,结果表明所提方法具有较高的机动指令跟踪精度和鲁棒性能.

基于循环神经网络的大迎角非定常气动力建模

飞行器大迎角动态机动飞行时,非线性流场与运动高度耦合,现在发展的非定常气动力建模技术在通用性、泛化特性等方面仍需要进一步的改进和优化。本文以CFD技术为基础,建立了基于门控循环单元网络的增强泛化能力的非定常气动力神经网络智能模型。通过引入循环神经网络中的门控循环单元网络,丰富了神经网络模型对序列数据的学习能力,提高了其内插和外插的泛化能力。仿真结果表明了该智能模型的有效性和适用性。

细长尖头旋成体大迎角非对称涡系结构

本文采用数值计算方法,对细长尖拱旋成体大迎角背风侧非对称涡系结构以及与沿轴向交变的侧向力分布的关系进行了研究。求解的是N S方程,采用Jameson中心格式,湍流采用修正的B-L模型。通过数值模拟揭示了在头部开始产生非对称涡,形成二次涡的机理以及在背风侧形成集中涡的过程。从而说明了采用集中涡来模拟这类流场的正确性,表明了二次涡对多个脱体集中涡形成的贡献。

低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究

为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量,掌握支架干扰规律,对Φ3.2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究。研究结果表明:张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于15°范围内,支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大,随侧滑角增大支架干扰量增大;去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小。

飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证．实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的．研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制．

大迎角细长旋成体绕流结构演变过程实验研究

通过烟流显示和测压实验,系统地观察和分析了尖拱头细长旋成体绕流结构随迎角的演变过程。实验发现在不同迎角下,不仅细长旋成体绕流结构形态不同,而且不同流态结构的演变过程所含迎角范围较小,几乎在几度迎角内就可完成。

低背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响

对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角82．5°，背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0．3和0．6，实验迎角范围12°～32°，包括1．66×10^6和2．33×10^6两个雷诺数。实验结果表明：0°侧滑角下，在翼面上发生旋涡破裂前，单独细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零；加上两个不同高度的低背鳍后，在一定的迎角下，三角翼的横向力及横向力矩开始不为零，流场定常；在更大的迎角下，流场变得非定常。实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论，并给出了旋涡失稳后，随着迎角的增大，流场进一步发展的状态。

三角翼大迎角绕流数值模拟中网格的影响研究

在大迎角条件下的数值模拟,计算的结果往往是要受多方面因素的综合影响。本文对三角翼大迎角的定常绕流进行一系列数值模拟,详细研究了计算网格等因素对模拟结果的影响。得到了一些有益的结论。

细长体大迎角非对称涡流的数值研究

通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿轴向的分布呈现正弦型曲线的变化特征,扰动能量经过指数增长后达到饱和,有效扰动的规模影响涡流非对称性的大小及分布,单侧扰动产生的流场非对称性随扰动周向位置的变化呈现单周期性规律.小扰动诱发非对称的数值算例表明非对称绕流的形成是源于流场的空间不稳定性机制.

大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究

设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。

头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响

在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60°)表现出非对称多涡的复杂涡系流动现象,相应的截面侧向力CZ沿轴向呈现出类似正弦曲线形式的减幅振荡,并且侧向力幅值较大(1<CZ<3.5);而将尖头改为钝头,CZ的幅值比原来减小2/3(CZ<1),而且在某些滚转角下呈现侧向力分布基本为零的现象。文中分析了侧向力大幅度减小的机理,认为尖拱头部顶端变钝后,物面分离线由开式分离变为闭式分离,并且在顶端背风侧形成U形马蹄涡结构;马蹄涡的作用是约束背风侧2个主涡,抑制非对称的出现。

2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究

介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功。

75°／45°双三角翼外翼前缘形状对大迎角分离流动特性影响

本文通过风洞试验和水洞试验研究了７５°／４５°双三角翼的外翼前缘形状对大迎角分离流动的影响。试验表明，在涡破裂沿翼面向前发展的迎角范围内，外翼前缘钝化对涡态的发展、压强分布和气动力有较大影响。

Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验关键技术研究

介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术,包括振动条件下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等。某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结果表明,Φ3.2m风洞战斗机大迎角试验技术能够满足先进战斗机大迎角气动特性风洞试验需求。

低速大迎角尾撑支架干扰试验研究

飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除。本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议。

高超声速风洞子母弹大迎角抛壳投放试验

在高超声速风洞中开展了投放模型试验,对在高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下,子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究,观察到了壳片从母弹的分离过程,对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹,以及x向、y向位移和总位移随时间的变化规律进行了分析和对比。研究发现,迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同,但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段。迎风面和背风面壳片x方向的位移运动均可明显地分为位移缓慢变化和位移迅速增大2个阶段,而y向位移均无明显的阶段变化,但迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片。迎风面和背风面壳片的总位移曲线也可明显地分为总位移较缓慢变化(总速度较为恒定)和迅速变化2个阶段。

大迎角非定常气动力建模方法研究

以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了模型的有效性。从模型物理意义、参数辨识难易程度及模型通用性和精确度等方面对几种非定常气动力模型进行了比较研究。

纵向大迎角飞行品质对参数的灵敏度分析

采用等效系统、频域、时域等多种飞行品质评价方法和准则，根据数值计算结果分析了放宽静稳定性的电传操纵飞机从小迎角到失速前大迎角纵向短周期飞行品质对于气动及惯性参数变化的灵敏度。结果表明，飞行品质对操纵导数及惯矩的变化最灵敏，对升力线斜率变化呈一定的灵敏度，而对其它参数变化则不太灵敏；灵敏度具体量值随迎角而不同。