升力式面对称运载器大攻角颤振分析方法研究

升力式运载器采用面对称气动布局,结构频率低,易与气动耦合发生气动弹性问题,舵翼面颤振特性的准确分析对型号飞行的成败具有重要意义。当前针对经典颤振的数值分析方法发展较为成熟,对亚声速及超声速域内小攻角飞行状态下的颤振特性预示具有较高精度。然而,对处于大攻角气动干扰下气动控制面的颤振特性分析,工程气动力模型的颤振分析方法难以给出准确的预示结果。本文分别采用工程气动力模型方法和CFD方法对升力式布局面对称运载器颤振特性进行分析,对传统工程方法在此类飞行器大攻角颤振分析中的不足进行了分析,并采用CFD/CSD耦合方法准确预示运载器大攻角飞行时的颤振特性。

横向喷流对低速大攻角细长旋成体非对称气动特性影响研究

采用风洞试验和数值模拟相结合的方法,对雷诺数Re=55000条件下细长旋成体有、无横向喷流时大攻角非对称特性进行了分析.通过风洞试验发现了旋成体在法向和侧向进行喷流时其大攻角非对称气动特性与无喷流时的区别,通过数值模拟方法对几个典型工况下旋成体有、无横向喷流时的非对称气动特性进行了分析,揭示了喷流对旋成体非对称流动分离的影响.通过风洞试验发现当细长旋成体进行法向控制时无喷流、喷流位于迎风区和喷流位于背风区的旋成体表现出了不同的非对称流动特性:首先喷流位于迎风区时攻角范围在20°~40°之间有喷流和无喷流旋成体所产生的侧向力方向相反,攻角大于40°之后侧向力系数的方向发生了改变,与无喷流时的侧向力系数方向相同,但是其绝对值要比无喷流时的侧向力系数小.其次喷流位于背风区时攻角在15°~35°之间有喷流时的侧向力系数绝对值要明显比无喷流时大,在随后的40°~70°之间旋成体侧向力系数变化规律与无喷流的趋势相似.当细长旋成体进行侧向控制时由于沿侧向的喷流所产生的直接力使得攻角范围在0°~20°之间和大于45°时有喷流的旋成体侧向力系数绝对值要比无喷流时大,但是攻角在25°~40°之间时旋成体的侧向力系数绝对值减小,甚至在35°时几乎为0.通过数值模拟发现当细长旋成体进行法向控制时,喷流位于迎风区和背风区时喷流都对有扰流片一侧的流动分离产生了影响,使得其与无喷流时的流场结构不同.无喷流时细长旋成体有扰流片的一侧首先发生流动分离,但是当喷流存在时无扰流片的一侧首先发生流动分离,从而导致了侧向力绝对值增大以及侧向力方向发生改变等现象.当细长旋成体进行侧向控制时,没有扰流片的一侧流动首先发生了分离,有扰流片的一侧后发生流动分离.旋成体有扰流片一侧由于喷流的影响在弹体喷嘴附近及后方产生了低压区,无扰流片一侧的流动分离之后旋成体中后部分产生了高压区,使弹体产生了沿z轴正向的侧向力,这与喷流产生的直接力方向相反、大小相当,从而出现了旋成体攻角在20°~40°之间侧向力较小、甚至在35°时几乎为0的情况.

飞机大攻角空间机动气动力建模研究

准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础。针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应用于一般空间运动形式,在分析大攻角非定常流动机理和试验数据的基础上,发展了一种多自由度非线性非定常气动力数学模型,并探讨了模型辨识和参数估计问题。用全机构形的大攻角动态风洞试验数据对模型进行的验证表明所发展的气动力模型能够描述大攻角气动力主要的非线性和非定常特性。

基于自抗扰与模糊逻辑的大攻角控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制空空导弹的敏捷转弯问题,提出了一种基于自抗扰控制技术与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。将导弹俯仰通道分解为攻角控制回路与俯仰角速度控制回路,使用自抗扰控制方法分别设计控制器,并将其串联组成完整控制回路。由攻角指令得到虚拟控制量,然后通过模糊逻辑将虚拟控制量分配给气动舵与直接力喷流装置。最后使用模糊控制方法对自抗扰控制器的反馈增益进行在线调整。仿真结果表明,所提出的控制方案对大攻角指令有良好的跟踪效果,适用于空空导弹的大攻角敏捷转弯控制。

大攻角下轴对称航行体空化流动特性试验研究

为掌握大攻角条件下轴对称航行体的空泡形态以及表面压力分布特征,本文对不同攻角,不同空泡数条件下轴对称航行体的流体动力特性进行了水洞试验研究,获取了不同试验条件下空泡的不同形态和压力分布。试验结果分析表明,在大攻角状态下,航行体表面的空泡分布不对称性加剧,迎背水面压差作用范围加大,导致航行体法向受力加大。研究结果在工程设计中有重要意义。

高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。

三角翼大攻角分离流开缝吸气效应研究

分别采用数值方法和实验方法研究了大后掠角三角翼大攻角条件下，背风面开缝吸气对流场结构和气动力特性所造成的影响。数值模拟采用 Ｈａｒｔｅｎ Ｙｅｅ 的二阶精度隐式 Ｔ Ｖ Ｄ 格式和 Ｎ Ｓ方程；实验采用激光蒸汽屏流场显示和应变天平测力技术。通过在三角翼背风面开缝吸气，抽掉低能气流，实现增升的效果不理想，同二维吸气涡控制增升效果相差很远，这主要是由于二维同三维分离产生机理上的差异所造成的。

平板大攻角绕流升力和阻力系数的计算

二维平板或二维对称薄翼型大攻角绕流升力和阻力系数与攻角之间存在的函数关系一般用数据表格的形式给出。本文根据垂直平板绕流阻力实验数据和对称薄翼型全攻角绕流实验数据,分析得到了平板大攻角绕流总压力及其升力分量和阻力分量系数的近似计算公式。结果表明:平板总压力系数约等于攻角正弦值的2倍;总压力的阻力分量系数约等于攻角正弦值平方的2倍;升力分量系数约为攻角2倍的正弦值。计算结果与两组试验数据具有较好的一致性。

大攻角下基于信息融合的攻角/侧滑角估计方法

攻角和侧滑角是飞控系统和导航系统的重要参数。针对高性能飞行器在大攻角飞行时攻角和侧滑角不能精确测量问题,引入飞行动力学模型,选取姿态、姿态角速率、气流角和速度等飞行参数作为状态向量,以惯性导航系统提供的姿态、姿态角速率、加速度组成观测向量,构建扩展卡尔曼滤波器,融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体,实现攻角和侧滑角实时精确估计。利用X-Plane系统的飞行仿真数据对攻角/侧滑角估计方法的可行性和有效性进行了验证。仿真结果表明,该方法不仅具有较高的精度、良好的稳定性和鲁棒性,而且可提高大气数据系统的测量范围和可靠性,能够有效地适用于大攻角飞行环境下攻角和侧滑角的测量。

大攻角下有限振幅俯仰飞行的非线性动稳定性分析

本文介绍了一种关于大攻角飞行条件下，飞行器非线性动稳定性分析的数学方法。基于飞行器整体运动的低频特点（ｋ１），将动稳定性导数的概念推广到大攻角有限摆幅振荡飞行的稳定性分析，给出了逐次求取各阶动导数的摄动方法，导出了小参数形式的非线性动力学方程。结合常微分方程的定性理论，可以揭示大攻角飞行中的某些非线性特征，方法原则上可推广到多自由度问题。

大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制

研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术 ,即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力 ,并且有效控制攻角范围从 30°直到 80°。

翼型大攻角低速分离流动的数值模拟

应用高收敛率、高精度和高分辨率的数值计算方法，通过求解非定常、可压缩雷诺平均的Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程和ｑ-ω低雷诺数双方程湍流模型，数值预测了Ｓ８０９翼型在０－７０°攻角范围内大尺度分离与失速流场的流动与损失特性。

大攻角下分离双钢箱梁间距对涡振特性的影响

以某座分离双钢箱梁桥为背景,开展了一系列的节段模型风洞试验。首先分析了-5°^+5°间8个不同风攻角下单箱梁的涡振特性,然后详细研究了+5°风攻角下分离双箱梁在16个不同间距(双箱梁的净间距D与单箱梁宽B之比D/B的变化范围为0.025~4.0)时的涡振特性,并将结果与单箱梁的结果进行了对比。研究发现,间距对上游箱梁和下游箱梁涡振特性的影响均可大致分为4个区间。

飞机大攻角非定常气动力建模与辨识

采用一阶微分方程描述由非线性非定常效应引起的气动力增量 ,从而建立了一种新的飞机大攻角非定常气动力数学模型。研究了模型在缓变运动下的线化形式和动导数表达式。讨论了模型参数的辨识问题。

潜艇大攻角操纵运动预报

舱室破损进水是造成潜艇失事的主要险情之一。文中针对潜艇首部破损进水并采取应急吹除上浮时出现的大攻角运动状态,建立了潜艇大攻角操纵运动数学模型。通过数学模型中有、无考虑大攻角水动力修正的两种形式,对潜艇首部舱室破损进水的挽回操纵进行了仿真预报比较。仿真结果表明,潜艇在大攻角状态下的操纵运动预报,数学模型中考虑了大攻角水动力修正后的预报更加合理。而且,在潜艇舱室破损进水采取应急吹除挽回时,需要重点关注升降舵对纵倾的控制。

大攻角流动非对称性成因与对策

讨论了大攻角绕流的流动非对称性成因及相应研究对策。指出流动非对称性是绕流系统在适当流动条件下表现出的一种内在属性 (一种分岔行为 )。这一属性本质上是无粘的 ,并不以粘性为先决条件 ,尽管粘性对其有影响。相反 ,粘性方面所表现出的不对称行为很可能是外部无粘绕流非对称性诱导作用的结果。从大攻角绕流表现出的特征来看 ,流动非对称性属绕流系统的分岔、混沌行为 ;对它的进一步探索除了运用流动稳定性分析和实验手段外 。

用当地流活塞理论计算大攻角翼面超音速颤振

本文应用当地流活塞理论，推导了弹性振动翼面的非定常压力分布以及用模态坐标表示的广义气动力系数矩阵，相应的颤振运动方程和特征方程，提出了可用于大攻角、有限厚度翼面超音速颤振计算的一种新的工程计算方法。算例表明方法的可行性和工程实用价值。

基于当地流活塞理论的翼-身组合体飞行器大攻角超声速颤振分析

基于当地流活塞理论推导了旋成体机身和任意外形三维机翼非定常气动力计算公式,结合CFD数值仿真,将当地流活塞理论推广用于复杂外形飞行器全机大攻角超声速颤振计算。以翼-身组合体面对称外形飞行器为例,进行带攻角的超声速颤振计算,并与非定常气动力采用CFD全数值仿真求解得到的颤振计算结果比较,验证了本文方法的正确性和效率。

低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角 (α=0°～ 4 5°)和侧滑角 (β=-1 5°～ 1 5°)对 Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱 ,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明 :在低速来流状态 (Ma≈ 0 .1 )下 ,随着攻角的增加 (α从 0°增加到 4 5°) ,进气道总压恢复系数下降较小 ,总压畸变指数几乎不变 ,这有利于飞机的大攻角机动飞行。

大攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振性能的影响

为探究大攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振性能的影响,对寸滩长江大桥主梁进行了风洞试验。应用Matlab软件模拟桥面粗糙度变化范围,根据模拟结果选取对应的砂纸在试验中模拟桥面粗糙度,分析了攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振区间及幅值的影响。试验研究表明:在大攻角下扁平钢箱梁的涡振振幅和范围明显增大,对桥址位于山区等容易发生大风攻角的地区的桥梁应进行大攻角试验。扁平钢箱梁的涡振响应随着桥面粗糙度增大而减小。正攻角范围内,桥面粗糙度对涡振响应的影响随着攻角减小而增大。桥面粗糙度发生变化时,扭转涡振响应更加敏感,变化幅度大于竖向涡振响应变化幅度。