面向航空风洞地面效应模拟的高速移动带地板装置的设计

研究飞行器在运行过程中的地面效应对其研制具有重要意义。目前国内广泛采用固定地板模拟技术,而黏性附面层的存在导致风洞模拟试验与真实情况严重不符。为此,研制了一种4.0 m×3.4 m的大幅面高速移动带地板模拟装置。采用单电机驱动的主从动辊带动移动带,使其上表面的线速度与风洞来流速度一致,从而消除附面层,准确模拟地面效应。提出了大长径比主从动辊分段加工方法,并采用过盈装配连接方式实现外筒与芯轴的连接,避免了常规焊接手段引起的热变形,显著减小了移动带在高速运行下的不平衡量;设计了快速伺服纠偏系统,使移动带偏移量保持在5 mm以内,并结合分布式控制系统,实现了移动带地板装置各系统的稳定运行;在地面测试中,移动带线速度可稳定在54 m/s左右,速度误差为0.25%左右,且移动带整体振动量抑制在0.1 mm左右。所研制的移动带地板装置成为国内最大的地面效应模拟装备之一,在风洞地面效应模拟与测试中具有广阔的应用前景。

2种构型升推组合推进系统装机后地面效应影响仿真

为了解近地环境下不同构型升推组合推进系统装机后的环境适应性和性能差异性,研究了地面效应对推进系统外流升力损失、内流性能损失和气动稳定性等方面的影响。构建了STOVL飞机+推进系统耦合流场模型,制定了处于同一技术水平的升力发动机和升力风扇2种构型升推组合推进系统方案,对相关参数进行了计算和对比分析。结果表明:推进系统装机后受地面效应影响,在工作环境、性能保持和功能完整性等方面,升力风扇构型明显优于升力发动机构型;相比升力风扇构型,升力发动机构型总升力减小10%,总耗油率提高5%,主发动机压缩部件喘振裕度减小10%;如要保证升力分配比为1.0,总升力同比进一步减小超过23%;为防止推进系统气动失稳,应保证主发动机进气相对温升不超过3.5%、温升率不超过50 K/s。

地面效应对FCLP训练接地误差影响的仿真分析

基于地面效应对飞机近地面飞行影响的空气动力学机理,以舰载机FCLP训练下滑段为基准运动,建立纵向小扰动方程,将地面效应影响化为扰动输入,对FCLP训练中地面效应引起的误差进行仿真分析,并结合此阶段飞行员的操控特点,讨论了减小地面效应影响的措施。本文对精准安全的舰基飞行训练具有借鉴意义。

Φ3.2m风洞活动地板系统研制

目前在风洞中通常采用固定地板和活动地板两种模拟方法开展飞行器地面效应研究,确定地面效应影响量大小。采用固定地板模拟地面时,由于存在地板边界层,不能真实模拟飞机近地飞行状况。采用活动地板模拟地面时,由于活动带运行速度和方向与来流一致,在活动地板表面不存在边界层,可以真实模拟飞机近地飞行状况,提高地面效应试验数据的精准度。介绍了Φ3.2m风洞活动地板系统的研制情况,对活动地板系统的组成、结构形式、主要技术指标等作了简要介绍。YF-16模型试验结果表明:Φ3.2m风洞活动地板试验系统的性能指标达到了设计要求,活动带最大运行速度为60m/s;活动地板和固定地板两种模拟方法获得的地面效应试验结果存在较大差别,差别大小随地板高度和飞机姿态角变化而变化。

活动地板关键技术研究

目前对地面效应的研究以及地面效应大小的确定,在风洞中通常用两种方法模拟地面:固定地板、活动地板。用固定地板模拟地面时,由于存在地板边界层,不能真实模拟飞机近地飞行状况。采用活动地板模拟地面时,由于活动带的运行速度和方向与来流一致,在活动地板的表面上不产生边界层,可以真实模拟飞机近地飞行状况,提高地面效应试验数据的精准度。活动地板装置研制涉及很多关键技术,包括活动地板的结构形式选取、活动带材料的选择、活动带的张力控制技术、活动带工作面跳动抑制技术、活动带摩擦发热问题的消除等。介绍了开展活动地板关键技术研究所采用的试验装置、主要研究内容和研究结果,确定了开口风洞活动地板的结构形式和活动带材料,掌握了活动带跳动控制、活动带侧偏控制以及温度监控的控制方式和控制规律。

地面效应对舰载机起飞特性的影响

众所周知,地面效应(以下简称“地效”)对近地飞行时飞机的迎角、升力、阻力和洗流场都有明显影响,而尤以升力效应对起飞特性的影响最为严重。舰载机在飞离甲板瞬间地效升力突然损失,可能导致“下沉”现象,直接影响到飞机的安全。本文的工作包括两个主要方面:1.在总结现有文献的基础上,提出在不同离陆高度时全机气动参数的计算方法。2.研究舰载机在飞离甲板瞬间因突然失去地效而导致起飞特性的变化,特别是下沉问题。算例表明,地效使得甲板起飞和地面起飞特性有明显区别,是舰载机设计中必须考虑的重要问题。

超低空空投货物出舱过程的动态逆鲁棒控制

针对运输机在执行超低空空投任务时,地面效应的作用使飞机的气动特性发生改变,货物向舱门的移动过程使飞机的受力和力矩发生变化,货物出舱过程和地面效应的作用使飞机姿态和轨迹都大幅度偏离空投前的稳定飞行状态,如果控制失当,极易使飞机振荡发散,导致飞行事故的问题,设计一控制器保证超低空空投货物出舱过程中运输机的稳定性和安全性。由于被控对象是一个多变量耦合且参数变化的非线性系统,提出了一种基于动态逆理论和鲁棒控制理论的解决方案,控制器内环采用动态逆方法使系统解耦线性化,外环采用H∞鲁棒控制方法解决不确定性问题。仿真结果表明,该控制器能够很好地保持飞行速度和轨迹、稳定飞机姿态,具有良好的控制效果,且对于系统不确定性具有较强的鲁棒性。

空—地攻击任务剖面内飞机可信度矩阵的构造

可信度建模是飞机系统效能评估的重要内容。文中在阐述系统效能特点的基础上 ,分析了生存力对飞机效能的重要影响。建立了空—地攻击任务剖面内飞机可信度的数学模型 ,并依据飞机生存力评估的有关计算公式 。

农林飞机近地作业飞行的横航向稳定特性

分析了地面效应对飞机产生附加滚转和偏航力矩的气动新机理,研究了农林飞机近地作业飞行时横航向气动特性随高度的变化规律,推导了考虑地面效应影响时的飞机横航向静稳定性新准则,并分析了不同飞行高度时这些静稳定性的变化趋势。采用地效区内飞机的运动方程,计算并分析了农林飞机不同作业高度下的横航向模态特性及变化规律,并进行了模态特性的简化和验证分析。

农林飞机近地作业飞行的纵向稳定特性

分析了农林飞机近地作业飞行的纵向气动力特性,讨论了存在地面效应时的纵向静稳定性准则及主要气动导数对静稳定性的影响;根据地效区内飞机的五阶小扰动运动线化方程,计算了农林飞机近地作业飞行的模态特性,并运用特征矢量研究了各模态中起主要作用的运动变量;利用Routh判据对农林飞机近地作业飞行的纵向动稳定性进行了分析,通过简化推导了存在地面效应时保证飞机动稳定性其重心的位置要求.研究结果表明,农林飞机近地作业飞行时地面效应对其纵向气动特性及稳定性的影响不可忽略.

高性能船舶的类型及特点

高性能船舶是指与常规排水型船有显著差异,以能实现高航速、良好的适航性和相应的经济性为主要标志的船舶。除了高速性这一显著特点外,不同类型的高性能船舶还分别具备了良好的耐波性和操纵性、两栖性、浅吃水性、低物理场辐射等特征。本文对不同类型的高性能船舶的特点作一简要的介绍与分析。

民机噪声适航合格审定试验中地面影响研究

在民用飞机噪声适航合格审定试验中,传声器布置在地面上1.2 m处,测得的噪声包含地面影响。该文提出了一种分析地面对民机噪声适航合格审定试验中有效感觉噪声级影响的方法,并以ARJ21-700飞机噪声适航合格审定试验为例,对地面对飞越噪声的影响进行了计算和分析。在对飞行试验中飞机自由场声压级理论计算方法进行分析的基础上,通过飞越噪声测量点处布置的倒置传声器装置测量结果,计算了该测量点处的自由场声压级。随后,对满足"CCAR-36部"的不同地面声阻抗对噪声的影响进行了计算,分析了地面条件对噪声适航合格审定中有效感觉噪声级的影响。结果表明,地面声阻抗对噪声适航合格审定结果有明显影响,该方法可以为民用飞机噪声适航合格审定试验提供一种分析测量点地面的声学处理对噪声评定结果影响的手段。

地面支援设备引起飞机损伤的分析

近年来,各个航空公司不断出现因地面支援设备引起飞机损伤的事故,严重影响了维修的安全性和经济性。在介绍飞机损伤及其原因的基础上,对各影响因素进行分析,并提出减少飞机损伤的建议。

干扰板作用下飞机尾涡流场近地演变机理研究

为了更好地控制和规避飞机尾涡对飞行安全和机场运行效率的不利影响,本文重点研究近地尾涡的强度消散与涡核运动规律。使用ANSYS中的DM模块建立A320飞机机翼模型,并基于雷诺平均法(RANS)采用RKE涡黏模型对雷诺应力项进行方程封闭,在天河一号超级计算机上采用多段拼接方法开展大尺度脱体尾涡数值模拟实验。基于实验数据分析了地面效应对涡核的下沉趋势和水平运动、涡间距、涡量及涡核速度等的影响,然后在尾涡流场中增加接地竖板,研究在机场跑道端设置人工干扰板时的尾涡运动和消散规律。结果表明,地表附面层能分离出二次涡,其缠绕于主涡周围诱发主涡加速消散并改变尾涡速度场的分布;人工干扰板能有效削弱尾涡的湍流动能,诱导主涡分离出二次涡系,触发涡系产生Rayleigh-Ludwieg相交不稳定性,加快主涡的下沉与迸裂,显著提高尾涡强度消散率。

基于TTF的飞机健康管理地面系统预测技术

为了解决传统飞机的机内自测试和定期维修的不足,应用飞机健康管理技术,通过故障预测,以达到预防性维修目的。研究了基于TTF的飞机健康管理地面系统预测技术,通过建立维护信息(MMSG)和故障信息的预测关系,计算从出现维护信息到出现驾驶舱效应(FDE)的时间间隔TTF(Time to FDE),进行故障预测。设计并实现了飞机健康管理地面系统故障预测系统,并进行了验证。

飞机触舰后逃逸复飞性能分析

针对舰载飞机着舰回收过程的复杂性和危险性,建立了飞机六自由度逃逸复飞数学模型,分析了飞机触舰后逃逸复飞的动态性能。该模型考虑了起落架缓冲变形运动及轮胎载荷特性。数值模拟了舰尾紊流和地面效应,采用变步长龙格库塔算法求解了机体的动力学响应,分析了航母运动、舰尾流、地面效应对飞机纵向和横向逃逸性能的影响,并阐释了其动力学成因。分析结果表明:航母横摇和艏摇运动对横向逃逸轨迹影响最大,侧向滑动达到5 m;舰尾流使飞机触舰提前,缩短了飞机的逃逸滑跑距离,抬高了纵向逃逸轨迹。当甲板风为23.1 m/s(45 kn)时,飞机的离舰高度增加了约14 m;与主观感受不同,地面效应对飞机逃逸性能无明显有利影响。

基于自抗扰的地效飞行器俯仰控制系统设计

针对地效飞行器在低空巡航阶段,纵向气动参数的非线性和大气扰动对纵向飞行姿态的影响,采用二阶自抗扰控制器进行飞行器的纵向俯仰姿态控制,通过MATLAB仿真验证当俯仰角输入分别为阶跃和正弦波下所设计的控制器的响应能力,并针对包线范围内不同状态点、参数扰动和大气扰动,分析所设计的自抗扰俯仰角控制器的控制效果。仿真结果表明,所设计的自抗扰俯仰角控制器是有效的,超调量和调节时间均满足系统要求,超调均小于5%,调节时间均小于10 s,且系统具有强的鲁棒性和抗干扰性。

地效机襟翼超载自动释放操纵的研究

根据地效翼飞行器起飞滑水阶段襟翼的载荷特性,提出了一种液压蓄压器——作动筒系统,该系统除能实现地效机的收放操纵外,还能使襟翼载荷自动保持定值以下,达到了襟翼超载自动释放的目的,文中阐述了该系统原理及其设计参数的确定。

基于改进对数法的飞机对地攻击效能评估

针对传统对数法存在算法不科学、模型脱离实际的问题,文中提出了一种改进的对数法模型。在传统对数法算法基础上,调整有关因素相互关系,修正部分参数权重比,使算法更能体现现代飞机作战过程,对飞机对地攻击效能的评估结果更可靠。实例分析表明,改进对数法能够充分反映出武器装备更新换代对飞机对地攻击效能的影响,结果比较客观,与实际情况基本一致。

地效飞行器的纵向控制系统研究

针对地效飞行器因地面效应对纵向系统稳定性的影响,从系统稳定性定义和状态空间稳定判据两个方面,分析了地效飞行器的静稳定性判定条件,利用劳斯维茨判据分析了系统纵向模态的动稳定性,针对纵向动稳定性不足和高度稳定控制的问题,基于飞行包线内典型状态点处的线性模型,采用线性二次型调节器设计了系统的纵向增稳控制律,采用自抗扰控制设计了高度控制律;仿真结果表明,所设计的增稳控制律可以使系统稳定,且具有较强的鲁棒性,所设计的高度控制律使系统具有较强的动态性能,能够准确达到预定飞行高度并保持稳定,响应时间不超过15 s。