动压相似对缩比飞行的影响

模型飞行试验作为空气动力学研究的重要手段之一,正逐步成为新型飞机研发中一种有效和低风险的技术途径。目前低速飞行试验技术已经相对成熟,而高速飞行试验尚存在许多困难。本文分析结果显示,来流动压对缩比飞行试验具有显著影响。动压相似保证缩比飞机与原型机表现出相似的动力学特性,但同时也限制了缩比飞机的飞行性能。研究发现,对于本文中的高升阻比飞机,通过飞行方案设计,缩比飞机能够克服动压相似带来的约束,获得与原型机相仿甚至超过原型机的飞行性能,对后续开展其他缩比模型飞行试验具有一定的借鉴意义,同时可为我国低成本高性能靶标系统建设提供技术支持。

航空发动机通用飞行台建设关键问题剖析

针对中国航空发动机通用飞行台(FTBs)在建造和使用中所关注的关键问题尚未清晰的现状,开展了针对飞行台的相关研究。阐明了通用飞行台的概念和作用,梳理了国外典型发动机飞行台建设主要内容和工作方法,总结了国外发动机挂点方案选择、气动仿真评估、引气、液压和电功率负载模拟系统总体结构、灭火、燃油和测试系统等方案,分析了通用飞行台在建造和使用过程中需特别关注的关键问题:试验对象与使用场景规划、需求制定与分解、详细设计与飞/发一体化协调、系统研制集成和验证、技术状态管理、人员资质要求、适航性评估等。根据国外飞行台建设经验和未来发动机飞行试验需求,分析了通用飞行台的未来发展趋势,给出了中国发动机飞行台建设和使用过程需特别关注的关键问题和关键环节,可为中国未来发动机通用飞行台能力建设和使用维护提供参考。

测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响

在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。

基于GA-BP神经网络的大型客机气流角估计方法

为了解决硬件冗余难以克服的气流角传感器共因故障问题,进一步提高飞机气流角信号的可靠性,研究了基于GABP神经网络的气流角估计方法。通过BP神经网络融合姿态角、加速度、风速等参数来实现不依赖气流角传感器的气流角估计;引入遗传算法对神经网络权值和阈值进行全局优化,提高估计精度;对某大型客机的试飞数据预处理后用于模型的训练和测试。仿真结果表明,训练完成的GA-BP神经网络模型对气流角的估计值贴近实际值,稳定性和精度明显高于BP神经网络。上述方法给飞机增加一个余度的气流角信号,可用于传感器故障时为飞机提供可靠的气流角信号。

机载激光武器试验评估技术研究

由于毁伤机理和使用方法的不同,现有机载武器和传感器的试验方法不适用于机载激光武器。为研究其特殊的试验与评估技术,从国外典型机载激光武器的试验情况着手,分析了主要的试验阶段、试验内容、试验类别、管理特点等,对气动光学特性、出光特性、目标探测识别跟踪、光束控制和杀伤性试验等主要科目的内容、方法进行研究。研究表明,美国为了避免试验技术落后研制技术,采取了多计划安排一体推进、大力构建试验机、建设试验设施和循序渐进开展试验等管理措施促进相关的研究。建议加强试验技术的投入,适时建设体系化试验机,加强测试和靶标等领域的研究,以期为新质武器的成熟和应用提供帮助。

基于模型的空投任务飞行品质试飞设计及评估

重装空投飞行试验过程中,货物运动会导致飞机姿态变化过大,影响飞行安全;为了保证重装空投飞行试验安全,建立了空投过程数学模型,预测空投过程飞机响应、使用“预测→验证→比较→预测”的方法指导飞行试验循序渐进实施;在空投试飞前,分析空投货物时飞机响应特点,确定载机平台飞行品质试飞内容,评价空投构型飞行品质,作为空投飞行试验的前提;对于空投任务飞行试验设计从试飞状态选择、试飞员操纵方法设计两方面开展研究,以飞机姿态控制为目标,确定重力空投、牵引空投过程飞机飞行状态、给出飞行员操纵建议,设计了空投过程评价要素表,形成面向空投任务的飞行试验设计及飞行品质评价技术;提出的基于模型的试验设计方法及飞行品质评价方法可以有效保障空投任务执行,并全面充分地评价空投任务下的飞行品质。

动力吸振器在直升机减振上的应用及效果验证

基于无阻尼动力吸振器设计原理和直升机实际指标需求设计了一种可变刚度和可调质量的动力吸振器,并利用有限元模型对吸振器进行了动特性分析和减振效率分析,最终通过飞行试验验证动力吸振器的实际装机效果。测试数据结果表明动力吸振器有较好的减振效果,为后续其它型号的动力吸振器研制积累了工程经验,提供了参考。

民用飞机飞行中推力确定研究

确定飞行中发动机安装推力对飞机性能计算、发动机推力管理、经济性评价等具有重要意义。飞行中推力无法直接测量,需要在动力装置内部适当位置安装传感器测量性能参数,计算得出飞行中推力。研究了民用飞机动力装置飞行中推力确定方法,给出发动机安装净推力公式。介绍了推力计算的流程,利用某大涵道比涡扇发动机性能试飞数据,计算了该动力装置的安装净推力,并与参考值进行了对比分析,可为民用飞机型号设计提供参考。

飞机燃油箱惰化试验飞行环境模拟系统设计

飞机燃油箱惰化试验是飞机燃油系统安全评估的重要内容。为检验飞机惰化系统设计的正确性以及机载测试设备在飞行环境下的工作可靠性,设计了飞机燃油箱惰化试验飞行环境模拟系统,用于地面开展飞机燃油惰化系统飞行模拟试验。应用所搭建的模拟系统,开展了模拟平飞、爬升、下降等过程的飞机燃油惰化系统试验,检验了新研发的机载燃油箱氧浓度测试设备的性能。结果表明:模拟系统能够提供飞行条件高低温、高低压的油箱外部环境模拟以及含油气、惰化气体、飞行晃动的油箱内部环境模拟,从而为飞机燃油箱惰化系统试验提供有力支撑。

基于动网格技术的抛鸟运动轨迹分析

发动机吞鸟试验是检验航空发动机安全性和可靠性的重要手段,为了探究在发动机吞鸟试验中,鸟体出膛后飞行轨迹的变化,优化抛鸟策略,采用动网格技术,使用六自由度模型对鸟体出膛后的轨迹进行计算分析。结果表明:鸟体出膛后,其肩部会形成一个高压区域,尾部形成一个低压区域,由此产生气动阻力,在运动方向阻力最大,在飞行过程中阻力会稳定在某一数值;运动方向垂向和横向所受气动力很小,但数值波动较大,且变化无规律;鸟体飞行过程中速度衰减小,弹道平直,可以采用直瞄的方式将鸟体抛向指定的位置。

受控制律影响的电传运输机飞行品质试飞技术

针对电传运输机控制律设计特点,该文分析保护功能、自动配平功能等飞控功能对飞行品质试飞科目的影响,梳理受影响的关键试飞科目,并根据影响情况,适应性提出受控制律影响的运输机失速特性、抖振边界、空中最小操纵速度、高速特性等科目改进的试飞方法,总结试飞过程中的问题和经验,突破受电传控制律影响的飞机飞行品质关键科目试飞技术,为后续电传运输机飞行品质试飞提供参考。

高超声速飞行器热-结构试验若干关键技术

热-结构试验是高超声速飞行器研制过程中不可或缺的环节。本文在给出热-结构试验内涵与特征的基础上,结合热-结构试验典型科目介绍,呈现了热-结构试验体系总体架构,为全面了解热-结构试验提供参考;其次重点分析了当前热-结构试验中亟待突破的时变超高温热载实现、局部热载大梯度模拟以及时/频域载荷协同等7大关键技术。

星载高精度偏振扫描仪热控设计与验证

偏振扫描仪安装于卫星对地板,周围有其他载荷的遮挡,热环境复杂,是卫星热控设计的难点。文章根据扫描仪不同部组件的控温要求设计热控方案,包括:主光学组件与框架隔热并包覆多层隔热组件;红外探测器热沉、头部电路盒分别设计独立的散热路径,通过外贴热管连接辅助散热板散热;结合电加热主动控温;在主要部位安装隔热垫。该热控方案已通过热平衡试验在地面的考核验证,在轨遥测数据显示:主光学组件温度控制在(16±1)℃,头部电路盒温度控制在6~8℃,红外探测器热沉温度控制在(-22±1)℃,满足扫描仪各项温度指标要求。以上表明该热控方案合理有效,对同类型光学载荷的热控设计及优化具有借鉴意义。

无人机光学侦察载荷地面分辨力评估方法

介绍了国内外大型无人机光学侦察载荷技术发展现状。针对大型无人机各型光学侦察载荷的对地侦察分辨能力性能指标考核要求,提出了等效地面分辨力性能指标换算方法,明确了地面分辨力测试靶标设计思路与布设方式,给出了地面分辨力的直观与客观评估途径,从而实现对大型无人机地面分辨力定量测试与评估。经过工程飞行试验验证,该评估方法合理、科学、准确,可用于大型无人机各型光学侦察载荷地面分辨力性能指标试验验证。

35 K空间深低温热传输系统性能天地差异

为了解决空间红外探测系统的深低温散热问题,保证红外探测器的低温工作环境,基于脉冲管制冷机和深冷环路热管,设计研制了一套35 K温区的深低温获取与热传输集成系统.该系统由一套35 K温区氖工质深冷环路热管、两台35 K温区脉冲管制冷机、一台150 K温区脉冲管制冷机、隔热冷屏、测温/加热组件、控制系统等组成.完成了地面单机级、整星级热真空测试,并于2020年完成空间飞行测试.在地面单机试验中开展了水平姿态和逆重力恶劣姿态下的传热测试,保证了空间微重力下必定能稳定工作;整星级测试验证了系统在卫星平台散热工况下的工作特性,空间飞行测试获得了系统的空间微重力下的工作性能.本文分析了系统在上述不同阶段的热性能,包括超临界启动特性,稳态运行性能等,验证了相关设计的正确性,重点对比了不同阶段的性能差异,分析其可能的原因.

面向飞行试验认知不确定性的气动数据融合方法

在飞机设计领域中,不同的气动数据获取手段各有利弊,仅靠单一手段难以精确预测飞机的气动特性。因此,在实际工程应用中通常需要融合多种来源的数据,以获得更为准确和全面的气动特性描述。针对这一需求,以典型喷气式飞机为例,采用真实飞行数据、模拟飞行数据以及计算流体力学(CFD)仿真数据,结合深度神经网络,提出了一种认知不确定性的气动数据双层深度证据融合算法。该算法通过引入两种标准的置信分配方法,并将深度神经网络的输出与变分狄利克雷分布参数相结合,来表达和量化模型融合过程中的认知不确定性,并借助Dempster-Shafer理论有效地融合不同来源的数据及其不确定性。研究结果表明,该算法有效地融合了多源气动数据,所得结果不仅更加符合物理规律,而且提供了更高精度和更全面的气动数据,相比于单一数据源具有明显优势。

基于CFD方法的民用飞机缩比飞行试验尺度效应研究

缩比飞行试验在民用飞机的研制过程中日益受到重视,其尺度效应影响评估是设计缩比飞行试验工况的基础,也是确认飞行数据适用性的关键。基于几何和动力学相似准则,针对某民用飞机及其缩比验证机设计分析工况组,采用计算流体力学方法研究相似准则参数(马赫数Ma、雷诺数Re、弗劳德数Fr)对气动载荷、典型气动导数及弹性变形的影响。研究结果表明,在动力学相似时,验证机与原型机间的气动特性差异主要来源于马赫数,雷诺数影响较小;当原型机以中低马赫数(Ma<0.5)飞行时,此时马赫数压缩效应不明显,验证机与原型机具有近似的展向与弦向载荷分布特征,典型稳定导数及操纵导数差异约10%,在控制律设计鲁棒性范围内;进一步保持质量与刚度分布相似时,机翼翼尖扭转变形差异不超过0.5°,挠度差异不超过0.5%,在工程上属于可接受的范围。

典型布局无人机流场和气动特性数值模拟

典型布局无人机(unmanned aerial vehicle, UAV)作为模型飞行试验的研究载体,研究其流场和气动性能至关重要.旨在分析典型布局无人机在马赫数Ma=0.2、雷诺数Re=4.3×106流动条件下的气动特性,重点考察攻角(angle of attack, AoA)变化对无人机升阻比、表面压力分布及流场结构的影响.采用高精度数值模拟方法,系统评估了不同攻角下的飞行性能.研究结果显示,攻角约为3°时,无人机可实现最优升阻特性,且随着攻角的增大,在机翼表面会呈现λ型流线分布.此外,探讨了无人机在非定常大攻角工况下的涡结构演变,揭示了涡结构与无人机气动特性的关系.

主动噪声控制技术在涡扇飞机飞行试验中的应用研究

为研究主动噪声控制技术在涡扇飞机真实飞行环境下的作用效果,基于自适应滤波算法设计了一套主动降噪系统,并在与航线飞机舱内环境完全相同的试飞机上集成安装,挑选航线爬升和不同巡航高度典型飞行试验工况开展试飞试验,通过对试飞数据的分析结果表明:在飞机复杂的飞行环境及舱内声场环境下,主动降噪系统在目标降噪区域仍有明显的降噪效果,且降噪效果与基础噪声有较大的关系,通常是往空间噪声声压级趋于一致的方向调整,基础噪声越大,降噪效果越好;且对低频的噪声控制效果更为稳定,效果更好;并对主动降噪系统在涡扇飞机上的布局方案形成指导建议。

飞机载荷校准试验主动约束技术

在研究以往飞机载荷校准试验支持和约束方式的基础上,结合某型飞机结构特点,提出一种载荷校准主动约束方法。对主动约束方法和传统的起落架方法飞机载荷校准进行受力分析,建立了2种约束方法的理论模型;设计2种约束方法的机翼载荷校准对比试验,并提出主动约束载荷校准试验实施流程;结合某型飞机机翼载荷校准试验和飞行试验对主动约束方法进行了验证。结果表明:与传统的起落架约束方法相比,主动约束方法能有效解决有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量难题,并将机翼载荷校准试验量级提高41%,机翼载荷模型误差可控制在3%以内。