基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计

直升机高原重载快速飞行时,旋翼处于大总距状态,更易发生旋翼失速,导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题,本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中,性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标,对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视,但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型,并据此计算了桨叶动态气动力矩系数C_(m)随单位实度拉力系数C_(T)/σ的变化曲线。以C_(m)突增作为旋翼失速基本判据,分析不同前进比μ下C_(m)突增点,形成旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数C_(T)/σ包线,以此作为旋翼高原气动设计边界之一。运用该方法设计的AC313大型民用直升机的理论分析和试飞结果均表明,该设计可极大地减少旋翼在高原典型飞行剖面发生旋翼失速的风险,有效控制旋翼操纵系统的载荷,增加操纵系统使用寿命,提升飞行舒适性,很大程度上保证了飞行安全,在直升机的全生命周期使用中作用积极。

仿真导弹铰链力矩系统伺服阀的选用与试验研究

研究了在仿真导弹铰链力矩系统中采用新型压力—流量控制电液伺服阀(PQ阀)的现实可行性。将PQ阀与传统的压力控制伺服阀(P阀)和流量控制伺服阀(Q阀)进行了比较,表明PQ阀具有优良的适用性。已研制成功的由电气元件和FF118型PQ阀所组成的液压伺服机构具有足够高的加载效果,当力矩梯度≥2N·m/(°)时,频带达到15Hz或更高。

带阻力元铰链力矩四分力天平研制

介绍了带阻力元铰链力矩天平研制的情况。实验证明,用两台带阻力元的铰链力矩天平同时测量导弹左、右舵面气动载荷是成功的,天平研制也是成功的。

舵面形状对铰链力矩的影响分析

为研究舵面形状对铰链力矩的影响,运用CFD技术模拟某无翼式布局弹箭在不同马赫数下的尾舵受力分布情况,分别对尾舵前缘根弦、后缘梢弦与后缘根弦进行小面积的裁剪,得到三组弹身-尾舵组合体,分别对各组合体进行数值模拟,得到各组合体在不同马赫数下的舵面压心、铰链力矩以及全弹气动特性系数。结果表明,裁剪尾舵前缘使舵面压心更分散;裁剪尾舵后缘使舵面压心更集中,有利于铰链轴的设计,可有效减小铰链力矩;裁剪尾舵对全弹的气动特性有微小的影响。

可变弯尾飞行器布局气动特性分析

本文研究了可变弯尾飞行器的气动布局设计问题 ,并计算分析了此类飞行器的气动特性 ,提出了气动设计的关键问题。可变弯尾飞行器具有结构简单、气动热环境良好、气动控制独特、机动范围可调等特点 ,是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。弯尾部分产生的铰链力矩是此类飞行器的设计关键。通过研究分析飞行器的质心位置、弯尾部分的尾长和弯尾角的相互关系 ,获得了使铰链力矩在飞行器较大配平范围内保持可接受程度的可变弯尾飞行器气动布局。

可变弯尾飞行器气动设计研究

可变弯尾飞行器的气动方案是高超声速机动的潜在可行方案。利用内伏牛顿流理论计算分析了此类飞行器的高超声速气动特性 ,提出了气动设计的关键问题。采用加权多目标法和多目标遗传算法对此类飞行器进行了气动布局的优化设计 ,分别研究了配平条件下的升阻比和铰链力矩问题 ,以及铰链力矩、操纵效率与飞行器质心位置和弯尾部分长度的相互关系。研究表明 ,应通过合理的布局优化设计 ,使弯尾角等于或接近于其自由漂浮角 ,设计诀窍是使弯尾部分的质心及压心设计在弯尾的铰链轴上 ,即三心合一。合理的布局设计可以使可变弯尾飞行器具备弯尾控制效率高。

一种用于铁鸟舵机气动铰链力矩模拟的力臂建模方法

根据某飞机铁鸟舵机气动铰链力矩模拟的工程实际情况,对力矩的力臂计算原理进行数学建模分析,并提出工程建模方法。这个方法可以实现在铁鸟环境下快速、低成本、高效的建模,对铁鸟舵机气动铰链力矩的模拟精度进行分析。

基于试飞数据的气动特性分析校核

飞机研制过程中风洞模型试验得出的气动特性数据与真实飞机存在差异,需要根据试飞数据对气动特性参数进行校核,本文采用较简单快速的方法根据试飞数据对零升力矩和升降舵铰链力矩进行了分析校核,并采用修正后的气动特性数据计算了部分品质特性,与试飞结果进行了对比。

带耦合干扰的力控系统分层建模及其实验分析

本文对飞行器仿真稳定回路采用了分层次建立数学模型的方法,阐明其设计特点,加载系统和耦合干扰为低层次,力控系统(舵机动作后加载)为高层次。原型加载装置在实验中出现过紊乱波形,表明系统响应频带很低,根源是耦合干扰的影响。 连接刚度、系统开环增益、伺服阀时间常数和舵偏角速度等参数对消除耦合干扰将起着重要作用。已研制成功的力控系统不失真频宽达到12Hz以上(理论计算值为21.6Hz),从而为仿真稳定回路提供了良好的工程实验装置。

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在CARDC超高速所的Φ1m高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的"纵轴式"布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0.7%以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m高超声速风洞上开展的Ma=5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。

仿蜻蜓扑动机构改进及气动力/力矩测量

为进一步提高扑翼微型飞行器的机动性能,对前期提出的可移动铰链曲柄滑块扑动机构进行了改进和小型化。该机构运动学表明:移动铰链后两侧翅膀扑动幅值差值从之前的21.3°增大到51.2°,同时平均扑动幅值降到0°。研制了可快速模块化组装的碳纤维板仿蜻蜓扑翼样机。样机测量和试飞实验表明,通过调节扑动频率可以明显改变样机的升力和推力,有效实现飞行器的快速爬升机动飞行。在较大扑动频率移动铰链可以产生足够的偏航力矩和滚转力矩用于转弯等机动飞行。