涡轮螺旋浆飞机静导数的修正

介绍一种由风洞试验获得飞机的静气动导数，经过适当的修正，使之能正确地预测飞行下飞机静气动导数的方法。主要介绍必须考虑的因素，应进行修正的项目、工作次序和修正方法，给出静气动导数的总修正公式。

基于CFD方法的俯仰静、动导数数值计算

应用时空二阶精度的隐式迭代NND算法,数值模拟了尖锥、钝锥、弹道外形和飞船返回舱等典型再入飞行器作强迫俯仰振荡的粘性动态流场,给出动态气动力和力矩系数的时间历程,在此基础上,运用积分法和奇异分解线性最小二乘法辨识静、动态气动稳定性参数,并与试验结果及半经验理论预测方法进行了比较,表明本文方法具有准确度较高、效率较高及适应性广等优点。

返回舱跨声速自由飞行的静动稳定性

采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术,研究大钝头、小升阻比的类“联盟号”返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像,经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角,并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识,得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数Cmα均小于零,在数值上差距不大;从非线性气动参数辨识结果看,返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项Cmα0决定,非线性项Cmα^2α^2所占比例较小;类“联盟号”返回舱静稳定导数系数的非线性较弱,可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内,返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质,且在小迎角范围内由线性项(Cmq+Cmα·)0决定,在大迎角范围内主要由非线性项(Cmq+Cmα·)2α^2主导。

柔性复合材料前掠翼飞机静气动弹性分析

本文作者计算分析的是柔性复合材料前掠翼概念机的静气动弹性特性。文中作者利用 NASTRAN计算了单独机翼的发散速度 ,并重点计算和分析了该机在亚音速情况下 ,飞行载荷和纵向静稳定性、操纵性导数分别随马赫数和动压变化的曲线。通过对比分析可以看出 :(1)相同高度下 ,随着马赫数的增加 ,刚体纵向静稳定性、操纵性导数和弹性纵向静稳定性、操纵性导数分别呈不同的变化趋势 ,且某些变化相差甚大 ;机翼剪力、弯矩和扭矩随翼展变化的曲线中 ,刚体部分所占的比例不断减小 ,弹性部分所占的比例不断增加 ;机翼的最大垂直挠度 (在翼尖前缘处 )和最大扭角 (在翼尖处 )略有增加。 (2 )相同马赫数下 ,随着动压的不断增加 ,刚体纵向静稳定性、操纵性导数保持不变 ,弹性纵向静稳定性、操纵性导数呈线性变化 ;机翼剪力、弯矩和扭矩随翼展变化的曲线中 ,也同样是刚体部分所占的比例不断减小 ,弹性部分所占的比例不断增加 ;机翼的最大垂直挠度 (在翼尖前缘处 )和最大扭角 (在翼尖处 )略有增加。 (3)使用复合材料剪裁技术可以适当减小机翼内洗 ,从而提高发散速度 。

大展弦比复合材料机翼静气动弹性参数分析

计算了复合材料机翼的翼尖挠度和静气动弹性稳定性导数随海拔高度、速压及马赫数的变化。经研究发现:静稳定性导数随马赫数和速压的增大而减小,但其随马赫数的变化比较缓慢,而随速压的变化比较显著;翼尖挠度随海拔高度的升高逐渐变小,随马赫数的增加虽略有增长但比较小,随配平攻角的增加增长速度变化迅速。

基于非定常CFD方法跨声速民用飞机标模俯仰气动导数计算研究

采用非定常计算流体力学(CFD)方法和动网格技术,计算了跨声速民用飞机全机构型TCR气动标准模型在0°~30°迎角范围内气动力系数的时均值、俯仰静导数和俯仰动导数;通过与试验结果对比,研究了非定常CFD方法在较大迎角范围内对包含鸭翼、垂尾等部件的复杂外形气动导数的计算精度。与试验结果对比表明,在16°~24°迎角范围内,受鸭翼和机翼上流动分离再附以及内外翼分离涡相互作用等复杂流动结构的影响,俯仰力矩系数的动导数与试验数据有相对较大的差异。

飞翼布局横航向气动导数的总体估算方法研究

根据飞机设计初级阶段所得到的总体布局参数,建立并估算飞翼布局横航向气动导数的数值计算模型,对模型进行了算例分析,与计算流体力学方法(CFD-FASTRAN)、风洞实验所得的横航向气动导数做了对比分析。结果表明,基于总体布局参数估算的横航向气动导数简洁、快速、合理。

飞行器大迎角下俯仰静、动导数的数值计算

采用一种适用于非定常流动计算的逐次超松弛(SOR)时间推进方法耦合求解非定常Navier-Stokes方程和强迫运动方程,数值模拟了NACA0012翼型、弹道外形(HBS)和有翼导弹等飞行器在不同初始迎角下做强迫俯仰振荡的黏性动态流场,给出动态气动力及力矩系数的时间历程;采用积分法获得飞行器的静导数和动导数,将计算结果与实验结果及半经验理论预测方法进行比较并分析飞行器在大迎角下动态特性的非线性特征;计算结果与实验值相吻合,表明本文采用的非定常数值模拟方法在大迎角下能够较准确地模拟飞行器的动态特性,具有工程应用价值。

基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.

侧滑对后掠翼飞机俯仰操纵影响的探讨

运用基础理论，对后掠翼飞机出现侧滑时的地仰状态变化进行分析。文中推导了后掠翼飞机的后掠角在有侧滑时对升力的影响，以及下洗角大小和分布的变化在水平尾翼处引起的俯仰力矩变化。通过时几种飞机的计算和分析比较，说明了后掠角在侧滑中具有提供上仰力矩的作用，从而在理论上解决了大后掠角飞机（如Ｊ—６飞机）出现侧滑时的急剧上仰现象和操纵措施问题，为在飞行中出现偏差进行修正提供了理论依据。对提高飞行员的驾驶技术和保证飞行安全有着积极的作用。

用于低速风洞飞行器气动导数试验的绳牵引并联支撑系统

为了用同一套绳牵引并联支撑系统来实现低速风洞静导数和动导数实验,采用理论与实验相结合的方法,总结了在WDPSS-8项目中所做的研究工作。结果表明,传统的杆支撑系统存在如支架对空气流场的影响等不可避免的缺陷;张线支撑系统很适合用于飞行器的静导数实验中,但它不能用在飞行器的动导数实验中;绳牵引并联支撑系统WDPSS-8能成功用于静导数实验中,且它在动导数实验中有潜在用途。WDPSS-8项目中的理论问题都得到解决,但实验方面还有不少问题有待解决。