磁浮飞行风洞动模型气动结构耦合仿真评估

磁浮飞行风洞是一种“体动风静”的新概念空气动力试验设备。模型在长直线密闭管道中高速运动过程的气动特性复杂,会对周围流场产生强烈的扰动,涉及到波系传播和气动与结构之间的单向耦合问题。本文从气动结构耦合仿真的角度,对磁浮飞行风洞试验过程中模型高速运动所产生的非定常气动特性进行了分析和评估,基于一种新型时空守恒元和解元(CE/SE)方法耦合求解了管道内模型周围的三维可压缩流场变化,获得了模型高速运动过程的气动力参数变化、波系传播特性及管道内压力分布,并开展了多孔介质消波材料参数仿真设计分析,为磁浮飞行风洞消波措施设计等提供支撑。

对称折叠翼尖变体飞行器的纵向建模与气动分析

为研究展向自适应机翼的气动特性随翼尖折叠角的变化规律,本文以一种新型形状记忆合金驱动的折叠翼尖变体飞行器-改进型Cessna 550为研究对象,提出了一种基于翼尖折叠角度的可变气动参数的纵向非线性动力学建模方法。首先,为了探索翼尖折叠运动如何影响飞行器的气动性能,本文采用计算流体动力学建立了变体飞行器的三维模型,并通过气动仿真获得不同翼尖折叠角度下的气动系数。通过曲线拟合得到了各气动参数关于翼尖折叠角度的函数关系式,建立了关于翼尖折叠角度的变体飞行器非线性动力学模型。进而,基于所得到的气动参数,对飞行器的起飞、机动和着陆3个阶段以及折叠过程中的纵向静稳定性进行了分析,得到了折叠翼尖变体飞行器在不同的飞行状态下的最佳变体策略。最后,通过纵向稳定分析验证了所提变形策略的可行性。

基于贝叶斯框架的旋翼气动力数据融合

由于气动环境的复杂性,旋翼在气动评估中存在较多不确定性且对旋翼性能影响较大。当前旋翼气动评估方法不能考虑气动数据不确定性,本文将数据融合技术应用于旋翼气动预测以在记及某些不确定因素影响的条件下,获得具有更高可信度的气动力分布及置信区间,为进一步开展旋翼气动数据的不确定度分析及工程应用奠定基础。基于不同来源的气动力数据均为正态分布的独立随机变量这一假设,将分布气动数据和测量值之间的关系作为融合准则,以实现最佳匹配测量值为目标,采用贝叶斯估计求解融合数据的最大后验概率分布,从而构建一种基于贝叶斯框架的气动数据融合方法。以UH-60A旋翼及Caradonna-Tung旋翼为例,采用所提方法进行不同来源气动数据的融合,对融合结果的估计方差与预测误差进行对比分析。结果表明,首先,所提方法对于输入数据的来源无特殊要求,能够给出融合结果的置信区间并降低不同来源数据的估计方差,基于此结果后续可进行不确定度分析与研究;其次,融合所得结果并不局限于不同来源数据之间,扩大了数据覆盖范围;最后,融合所得结果相比于单一数据来源更符合物理规律。

分布式电推进飞机动力学特性分析与评估

基于分布式电推进飞机研究方向大多仍在总体、气动、动力系统优化设计方面的现状,针对某项目分布式电推进飞机方案,开展了分布式电推进飞机动力学特性分析和评估方面的研究。通过基于涡格法和激励盘模型的快速气动评估计算与分析,分别对分布式增升系统开/关两种构型开展基本气动特性分析以及操稳特性评估对比。结果表明,分布式增升系统的开启能够提升升力特性,但分布式增升系统开/关也将改变飞机稳定特性;最终通过调整重心位置能够使飞机拥有较好的稳定特性和理想的配平操纵舵偏。

适用于吸气式高速飞行器的蚌式进气道堵盖气动设计及数值模拟研究（英文）

目的:吸气式高速飞行器在助推阶段需要对进气道采取保护措施,而应用传统的圆锥体载荷式整流罩存在体积大、质量重等缺陷。为避免载荷罩的空间雍余,基于激波干扰理论,本文旨在提出一种通用型可实现气动自分离的整流罩设计方法,并探讨设计的两组构型在两个弹道特殊状态点的气动力和气动热特性,以及研究构型的适用性和基本气动性能。创新点:1.通过激波干扰理论模型方程,推导出环境变量与构型基本尺寸之间的关系;2.建立气动设计模型,成功求得助推阶段和整流罩分离状态点的气动特性;3.新构型减轻了整流罩系统重量,实现了自分离,简化了机械结构系统。方法:1.通过理论推导,得到飞行器头锥长度和进气口尺寸变化对整流罩构型设计的影响;2.通过数值计算,得到异形整流罩及头锥附近流场分布受设计型面的影响以及产生的适应性气动力。结论:1.整流罩在分离状态可产生负升力,有自动打开的趋势;2.减小整流罩的设计长度有利于气动减阻和降低峰值热流;3.整流罩前缘的极限热流约为13 MW/m^2,在所选复合材料的受热范围内。