组合式飞行器多体动力学建模与飞行力学特性

为精确、完整地描述组合式多体飞行器空间运动位形,基于拟坐标形式的Lagrange方程提出反映相对滚转运动的8自由度组合式三体飞行器动力学建模方法。采用计算流体力学方法建立考虑气动耦合效应的组合式飞行器系统气动力数据库。通过算例将所建模型与ADAMS软件的仿真结果进行对比,验证所建模型的准确性。在此基础上,进行配平方案及飞行力学特性研究,分析比较飞行器在不同配平状态的动力学特性,并基于串级PID控制方法进行增稳控制研究。研究结果表明:所建模型有效反映了组合式飞行器的相对运动;在给定配平方案及飞行工况后,该构型飞行器存在“对称下反”和“对称上反”两个配平状态,在两个状态下的相对滚转运动静稳定性显著不同;除了传统飞行力学模态,该构型飞行器还存在由相对滚转运动主导的4个新生运动模态,按运动特性可分为复合对称运动和复合反对称运动两类;针对在无控状态下该构型飞行器无法长期保持稳定飞行的问题,所提增稳控制方案合理有效,可以快速镇定发散的飞行力学系统;所提建模方法和增稳控制方案可为多体飞行器设计分析提供指导和参考。

太阳能无人机低雷诺数翼型气动特性研究

以高空低速太阳能无人机翼型研究为背景,对大弯度高升力翼型在一定雷诺数范围内的流动特性进行了研究。采用求解k-kl-w湍流模型的雷诺平均N-S方程有限体积法,对SD7037翼型进行了数值模拟,在排除网格效应影响的基础上,针对较大范围内的低雷诺数复杂流动问题,验证了该湍流模型的适用性与准确性;针对翼型受力特性,分析了气动力随雷诺数变化的趋势;基于典型雷诺数下翼型绕流结构变化,研究了翼型产生高升力的流动特征;通过进一步研究升力非线性特征,揭示了较大迎角下翼型失速特征的流动机理。

基于转捩模型的低雷诺数翼型优化设计研究

以微小型无人机翼型研究为背景,开展了低雷诺数翼型的气动特性及优化设计研究。首先采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,对典型低雷诺数下NACA0012翼型标模进行数值模拟,对比分析了SA、SST k-ω湍流模型、低雷诺数修正SST k-ω模型以及k-kL-ω转捩模型的适用性和准确性。然后通过对低雷诺数下NACA0012翼型表面流场结构和流动特征的详细分析,提出了基于控制流动转捩位置改善翼型上边界层形态的低雷诺数翼型设计思想。最终基于转捩模型对SD7037翼型进行了多目标优化设计,设计结果表明优化后翼型气动性能得到了较大改善,最大升阻比可以提高约58.23%,在0°迎角下翼型上表面层流区域面积增大约26.8%,在4°迎角下翼型上表面流动转捩位置前移约0.15倍弦长,下游流动亦由优化前完全分离状态改变为实现流动再附,进一步验证了低雷诺数翼型设计思路的可靠性与可行性。

分布式动力系统参数对翼身融合布局无人机气动特性的影响

以耦合分布式动力系统的边界层吸入(BLI)翼身融合(BWB)布局无人机为研究对象,研究了动力系统参数对全机在巡航/起飞条件下的气动影响。使用动量源方法(MSM)对NASA涵道螺旋桨模型进行了数值计算,验证了文中数值计算方法的可靠性。采用结构网格及S-A湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的方法,对装配D80涵道风扇的全机构型在巡航状态下的气动特性进行了数值计算,验证了BWB布局飞行器在分布式动力系统影响下具有增升的气动效果,并与不同动力系统尺寸参数的构型进行了对比。研究了动力系统推力大小对起飞状态下全机的气动影响。研究表明,由于分布式动力系统的抽吸作用,有效提高了机身附近的流速,同时一定程度上抑制了气流的展向流动,使得全机的升力系数提高了16%,升阻比提高了10%;在同等推力的条件下,D80涵道风扇桨盘载荷更大,使得进出口静压较小,气流流速较大,相比于D150涵道风扇,全机升阻比提高了15%;起飞时增大动力系统推力可以降低机身上表面气流分离的可能性,具备提高起飞质量的能力。

垂直起降固定翼无人机技术发展及趋势分析

垂直起降固定翼无人机具有对起降场地要求低、机动性好、巡航速度高、航时长等优势,是目前航空领域研究热点。本文阐述了国内外现有垂直起降固定翼无人机研究现状和基本特征,详细分析了不同类型垂直起降固定翼无人机的技术特点,提出更高的飞行速度、更长的续航时间、更强的任务载荷能力将是未来垂直起降固定翼无人机技术的主要发展方向和必然趋势。尽管倾转旋翼式和尾座式仍是当今垂直起降固定翼无人机主流构型,但基于分布式电推进的高速垂直起降固定翼无人机技术将成为未来航空领域新热点,给出进一步加强对垂直起降固定翼无人机新构型、新原理的探索性研究的建议。

分布式推进翼身融合飞行器气动特性研究

基于下一代民用客机发展研究背景,针对某特种布局分布式推进翼身融合飞行器,采用数值仿真与风洞试验相结合的方法对其纵向气动特性及失速机理进行分析研究。介绍了该分布式推进翼身融合飞行器的气动构型及数值模型方法,针对当前翼身融合飞行器有无分布式动力影响下的纵向气动特性进行了对比分析,基于当前翼身融合飞行器无动力缩比模型风洞试验,在对数值模型方法进行校验的同时,结合流场显示结果对其大迎角失速发展过程中的流动机理进行分析研究。结果表明:当前分布式推进翼身融合体的分布式动力匣平台区域前缘展向流动是诱导失速发生的主要因素,但中部机身在大迎角下仍能够提供足够大的升力维持飞行,而分布式动力抽吸对于翼上流动具有较为明显的梳理作用,可以用于控制和改善翼身融合飞行器大迎角失速特性。

飞翼布局太阳能无人机低雷诺数反弯翼型设计

基于某手抛式小型飞翼布局太阳能无人机的应用需求,开展俯仰力矩约束下高升力、失速和缓的低雷诺数反弯翼型优化设计研究。结合特定低雷诺数下翼型算例,验证了准定常和非定常数值模拟方法求解低雷诺数转捩流动问题和大迎角失速分离流动问题的准确性和可靠性;基于CST参数化方法、MIGA优化算法、Kriging代理模型等搭建了低雷诺数反弯翼型优化设计框架;以NACA 8-H-12反弯翼型作为基准进行优化设计研究,结果表明:优化翼型在大迎角状态下的失速特性及升阻特性得到显著改善,设计结果有利于小型飞翼布局太阳能无人机的手抛式起飞及高升力长航时飞行。

涵道式垂直起降固定翼无人机纵向稳定性研究

针对涵道式垂直起降固定翼无人机飞行过程中的悬停和过渡2个飞行状态,进行了纵向飞行稳定性研究。根据叶素动量理论结合实验数据,建立了基于特征截面计算的共轴双旋翼涵道气动力模型和推力涵道气动力模型,模型参数依照实验数据进行辨识;根据六自由度方程建立带推力涵道偏转的无人机飞行动力学模型;以建立的模型方法对案例无人机进行了悬停和过渡状态的纵向平衡求解和稳定性分析,并与悬停实验结果进行了比较。结果显示所建结合涵道动力模型的无人机飞行动力学模型能够准确地描述此类飞行器的纵向飞行稳定性。

基于基结构法的机翼仿生曲面网格结构设计

以某太阳能无人机机翼结构为研究对象,结合该类结构刚度分散大、超轻质、大展弦比等特点,运用基结构离散拓扑结构优化方法与仿生思想相结合的方式,设计得到了一种新的碳纤维轻质机翼结构。利用分步优化设计思想,通过GRAND法建立基结构网格关系,得到离散拓扑优化设计空间,并运用线性方法求解优化问题,获得机翼结构的拓扑关系;通过提取离散拓扑结构中杆件的节点尺寸信息,建立设计域内的材料权重分布;结合仿生设计理念,以编译结构拓扑生成方式的形式,表征参数化的模型几何特征;运用优化方法,得到最终的仿生机翼曲面网结构的最优拓扑形式。对比了该仿生结构与其他传统结构形式的结构性能,验证了所提方法对于太阳能飞机这类特殊机翼结构在超轻设计方面的可行性,在满足使用要求的前提下,实现了34.4%的结构减重。为开展此类刚度分散、碳纤维用超轻质结构研究提供了一种新的设计方法。

分布式推进垂直起降固定翼的过渡走廊边界研究

过渡状态是垂直起降固定翼飞行器在整个飞行过程中最关键和最危险的状态。针对一种分布式推进垂直起降固定翼飞行器,基于机翼升力特性和动力单元需用功率的限制条件进行了过渡走廊研究。根据滑流理论,引入涵道影响因子,建立了机身前部升力风扇系统和机身尾部分布式涵道系统的动力特性模型,并结合试验数据进行了验证;根据机翼的升力特性,计算得到飞行器在不同迎角下的过渡曲线,其中零升迎角和失速迎角对应的过渡曲线组成了分布式推进垂直起降固定翼飞行器的升力特性过渡走廊;基于动力单元的动力特性模型,计算得到升力特性过渡走廊内各状态点对应的需用功率,根据升力风扇系统需用功率限制、分布式涵道系统需用功率限制以及动力单元总需用功率限制,得到分布式推进垂直起降固定翼飞行器在升力特性和动力单元需用功率限制条件下完整的过渡走廊。最终结果表明:完成过渡所需要的最小前飞速度与过渡状态迎角呈反比;飞行器在低速、小倾转角过渡时尾部分布式涵道系统的需用功率会出现严重的超限现象;对于需用功率限制边界而言,单部件的功率限制条件比总功率限制条件更加严格。文中的研究成果可以为这类垂直起降固定翼飞行器的过渡走廊研究提供一定的参考借鉴,并可在此基础上进行过渡走廊的参数敏感性分析、控制系统设计、总体参数优化等后续工作。

分布式动力翼前飞状态动力/气动耦合特性

以分布式混合电推进飞行器技术研究为背景,针对分布式动力翼在前飞状态下动力/气动耦合特性开展数值模拟及分析。首先,通过对分布式动力翼各部件进行合理拆解,结合超椭圆方程、四阶Bezier曲线、CST (Class Function/Shape Function Transformation)参数化方法等构建了分布式动力翼复杂对象的参数化模型。然后,依次对动力翼二维剖面翼型、动力翼单元翼段、分布式动力翼整体动力/气动耦合特性进行了数值研究,并与常规翼型-机翼进行了对比分析。最后,梳理了分布式动力翼内外流耦合与其二维-单元-整体特性之间的内在联系,提出了关于分布式动力翼动力/气动耦合设计思路的建议。

目标气动特性下动力翼参数影响分析与优化

基于一种以弦向环量分布为目标的分布式动力翼(DPW)二维反设计方法,对比分析了在保持升力和俯仰力矩不变的条件下,动力翼涵道壁弦长和弦向位置对设计结果的影响;进一步以壁面阻力、桨盘入流总压损失和速度分布畸变最小为目标,开展了分布式动力翼二维外形优化设计。结果表明,反设计示例结果的弦向环量分布与目标值的平均相对误差为0.058 7;在涵道壁参数影响分析中,将同一弦向总环量分布作为反设计目标以保持相同的设计升力和俯仰力矩,当固定涵道壁弦长并使其弦向位置前移,或当固定涵道壁后缘位置并使其弦长增加时,动力翼的壁面阻力降低,升力系数随迎角变化斜率升高,俯仰力矩随迎角变化斜率由负变正;在优化分析中,优化后的二维动力翼涵道壁位置前移,壁面阻力系数下降了160%,同时桨盘入流总压基本没有损失,速度分布均匀性则进一步提高。

低雷诺数分布式螺旋桨滑流气动影响

以高空长航时(HALE)太阳能无人机(UAVs)研究为背景,采用基于混合网格技术及k-kL-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的多重参考系(MRF)方法,对3种螺旋桨-机翼构型的低雷诺数气动特性进行了高精度准定常数值模拟,在等拉力前提条件下,通过对比机翼气动力系数及表面流场结构特征分析了分布式螺旋桨(DEP)滑流对FX63-137机翼的气动影响。研究表明:螺旋桨滑流影响使得桨后总压及流速显著增大,这是机翼升力增大的主要原因,但同时机翼阻力特性急剧恶化,升阻比反而降低;螺旋桨滑流向机翼边界层内注入丰富湍动能从而抑制流动分离,扩大机翼表面湍流范围及附着流动区域;分布式螺旋桨滑流与低雷诺数机翼表面复杂流动相互作用显著,主要表现为滑流区域边界展向涡结构的产生。

超临界翼型低雷诺数流动分析及优化设计

以高空长航时无人机(UAV)翼型研究为背景,对超临界RAE2822翼型在高空高亚声速下的低雷诺数气动特性进行了数值模拟及优化设计研究。采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,对典型低雷诺数下RAE2822翼型绕流进行数值模拟,验证了SSTk-ω湍流模型的可靠性和准确性;基于不同高度不同雷诺数下RAE2822翼型的计算气动力对比分析,研究了高度增大所带来的低雷诺数效应;通过对低雷诺数下超临界翼型表面流场结构及流动机理的详细分析,提出了一种弱化激波的翼型设计思想,并通过优化算例验证了该思想的可行性。

低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计

以临近空间太阳能无人机研究为背景,针对高空低雷诺数状态下多螺旋桨/机翼构型进行了耦合气动设计研究。首先,通过对典型多螺旋桨/机翼构型进行气动特性及流动特性分析,提出了以在多螺旋桨滑流影响下构建机翼近壁面理想流态分布形式为核心的低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想;然后,基于该耦合设计思想,依次进行了多螺旋桨布局参数设计研究、低雷诺数流态区域二维翼型设计研究以及近似高雷诺数流态区域耦合螺旋桨滑流影响的机翼翼段设计研究;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明:与常规仅进行低雷诺数翼型优化得到的设计结果相比较,基于所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合设计思想设计得到的多螺旋桨/机翼构型气动特性得到显著改善,在设计状态下,多螺旋桨滑流影响下的机翼阻力相对降低达8.8%,升阻比相对增大达12.1%,由多螺旋桨滑流为机翼气动特性带来的不利影响亦得到约64.5%的补偿和改善。

耦合多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼设计

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式发展了相关低雷诺数修正(LRC)方法;然后,通过对翼型、低雷诺数机翼及单螺旋桨/机翼算例的数值模拟及与相关实验结果的对比,验证了本文数值方法具备模拟低雷诺数复杂流动问题的可靠性及准确性;最后,对某型手抛式太阳能无人机简化拉力多螺旋桨/机翼模型进行了直接优化设计及反设计,并通过具有较高精度的CFD准定常求解技术对优化结果进行了验证。结果表明:以CFD方法计算结果为参考,本文涡格法程序及低雷诺数修正方法能够准确高效地计算相关低雷诺数复杂流动问题;传统未考虑多螺旋桨滑流影响的设计机翼在实际螺旋桨工作状态下将偏离设计点,机翼气动特性得不到提高;考虑螺旋桨滑流影响的优化设计方法能够有效改善机翼阻力特性,相对应地,在设计状态下优化机翼总阻力能够降低19.52counts。

基于气动载荷分布的螺旋桨诱导流场重构设计

基于分布式电推进飞行器创新性发展理念,以螺旋桨滑流耦合下机翼气动效率最优为目标开展螺旋桨诱导流场重构设计研究。首先,通过构建基于动量源方法的准定常数值模拟技术,建立了螺旋桨桨盘载荷分布与诱导流场特性之间的联系;然后,基于对螺旋桨桨盘气动载荷分布曲线的参数化控制,提出了螺旋桨诱导流场重构优化设计思想及设计方法;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出螺旋桨诱导流场重构设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明:与等拉力最小诱导损失螺旋桨相比较,基于所提出诱导流场重构设计思想设计得到的螺旋桨最优气动载荷分布耦合下的机翼气动效率得到显著改善,在本文设计状态下,机翼翼段计算升力相对提高10.40%,计算阻力相对降低7.05%,计算升阻比相对增大18.77%。

基于太阳能飞机应用的低雷诺数翼型研究

以太阳能飞机为背景,对低雷诺数翼型FX 63-137进行了折线型建模以拟合典型晶硅太阳能电池片对气动外形的影响,开展了气动数值模拟分析。首先引用"拟合优度"的定义描述本文折线型翼型轮廓与基准翼型(Baseline)的吻合度,并以此参数为变量建立5种折线型翼型模型;然后,采用计算流体力学(CFD)方法计算分析了不同雷诺数下各折线型翼型的气动特性,并着重研究了低雷诺数下折线型翼型的绕流机理;最后,基于工程应用实际的需求,提出了晶硅太阳能电池片的铺设方法也即折线型翼型设计思想准则,并进行算例验证。研究结果表明:低雷诺数条件下,折线型翼型升阻性能相比光滑翼型在一定程度上表现出了优势,但随着雷诺数的增加,升阻方面的优势逐渐消失;折线型翼型压力分布受各折线段长度影响,前缘吸力峰值、压力平台范围以及压力恢复区分布特征是决定折线型翼型气动性能的主要因素;通过设计的算例验证了本文提出的折线型翼型设计思想的可行性。

高鲁棒性的螺旋桨片条理论非线性修正方法

针对螺旋桨极端状态分析计算的问题,对片条理论(BEMT)方法进行了一定的改进。虽然片条理论在常规工况下能够比较准确地计算拉力和功率,但在考虑严重非线性的部分工况下,如很低或很高前进比状态,传统片条理论存在一定的局限性,无法可靠地计算拉力、功率、环量分布及诱导速度。鉴于此,分析了传统片条理论方程解的不唯一性和诱导速度的奇异性,然后结合涡流理论提出了一种环量迭代修正方法,解决了传统片条理论在极端工况下的计算困难。另一方面,为了兼顾多种叶素非线性效应,应用人工神经网络对叶素的大迎角特性、低雷诺数特性及跨声速特性进行特征提取,并为片条理论提供高效的叶素非线性气动特性预测。通过与计算及试验结果对比,验证了修正片条理论方法针对本文计算模型能够在很低/很高前进比下进行准确计算。在本文算例中,拉力和功率的相对误差在常规工作段可以保持在5%以内,在很低和很高前进比下仍可以保持在10%以内。

一种基于VB语言的电梯产品报价软件

随着城市化进程的加快,高层建筑数量大幅增加,电梯的需求量与日俱增。同时随着客户需求的不断增多,电梯种类、型号、样式的变化也越来越多。而作为厂家而言,不同型号、样式的电梯意味着其造价成本的不同,故每台电梯报给客户的价格也不尽相同。