调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法。并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值。

大型飞机在风切变环境中的轨迹控制研究

基于低空风切变对飞行安全的影响,提出了一种控制低空风切变中轨迹的方法--改变油门加控制俯仰姿态的方法,这种方法从动力控制和飞机运动参数约束两方面提高了风切变中飞机的飞行安全性。动力控制主要是改变飞机的飞行速度,提高飞机飞行时所需的升力,俯仰姿态控制主要是防止飞机阻力过大,从而造成飞机的高度损失,同时也为了保证合适的升阻比。通过仿真分析,说明该方法可以大大提高飞机的低空安全性。

不同形状随行波湍流边界层减阻特性研究

针对U型,V型,半圆型三种不同形状的随行波,对它们的湍流边界层减阻特性进行了研究。通过比较其粘性底层厚度,湍流强度,壁面剪切应力,摩擦阻力系数,得出:V型和U型湍流边界层阻力特性相似,且均优于半圆型随行波;U型随行波减阻效果比顶角角度较小的V型稍好,但是如果将V型顶角增大会得到更好的减阻效果。

大型民用运输机噪声航迹及其仿真研究

噪声是民机型号适航合格取证的一项重要指标,噪声航迹是噪声合格审定的重要环节。本文讨论大型客机噪声合格审定基准噪声航迹及其计算。首先明确当前噪声航迹的定义,接着提出一种满足当前适航条例的民用运输机噪声航迹计算模型,最后给出算例分析,并指出未来研究的方向。

基于自由变形方法的翼身融合布局民机翼型优化设计

针对翼身融合布局(Blended Wing Body,BWB)民机设计中参考翼型缺乏的问题,采用自由变形(Free Form Deformation,FFD)参数化方法,结合Kriging代理模型、遗传算法和松散式代理模型管理框架,构建了翼型气动优化设计平台。根据BWB布局民机中央机体和外翼不同的功能需求和总体约束,确定了中央机体和外翼翼型不同的优化目标和约束条件,针对某BWB布局民机开展了中央机体和外翼翼型气动优化设计。优化设计的中央机体翼型满足装载厚度、升阻比和升力设计要求,并提供翼身融合布局设计极为需要的俯仰抬头力矩,具有前加载和后卸载特征;外翼翼型在低头力矩不增加的前提下,激波强度减弱,气动效率提高。研究结果表明,本文建立的优化设计平台为BWB民机翼型设计提供了有效工具,并可适用于各种要求的翼型设计。

基于速率限制舵机的Ⅱ型驾驶员诱发振荡预测方法研究

为预测由于速率限制舵机引起的Ⅱ型驾驶员诱发振荡(PIO),根据速率限制舵机的特点,建立了简化的速率限制舵机模型,在时域内对其动态特性进行了仿真分析,针对速率限制舵机非线性的特点,采用了描述函数法来研究闭环系统的特性,推导了饱和速率限制舵机的描述函数模型,研究了Gap准则预测II型PIO的具体方法。最后,通过一个简单的算例,介绍了这种预测方法的整个过程。该方法简便明晰,为非线性人机闭环系统的PIO预测提供了一种参考。

基于工程环境的气动多目标优化设计平台研究

工程环境中,飞机气动力设计面临在多个目标和多种约束条件下寻找最优值,需在较短时限内完成设计优化,并保证最终方案可靠。基于高性能计算环境,采用现代计算流体力学(CFD)数值模拟技术和优化技术等构建了面向实际工程的飞行器气动多目标优化设计平台:采用基于非均匀有理B样条(NURBS)方法的自由曲面变形技术,实现对工程复杂气动外形的参数化表达;采用网格变形技术,实现优化过程中计算网格的自动更新;采用基于有限体积方法和多块结构网格的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程并行解算器进行气动力求解;采用基于精英保留策略的非支配排序的多目标遗传算法(NSGA-II)进行多目标全局优化求解;采用非线性单纯形算法进行局部优化求解,优化过程中,通过人工调整优化种群,引入人工经验,构建"人在回路"的设计流程。以某翼型/机翼气动力优化设计为例对该平台技术进行验证:多目标优化设计可得到清晰的Pareto前沿解分布;优化后的翼型/机翼在满足各项约束的前提下,具备更高的综合气动性能。结果表明:所发展的气动多目标优化设计平台具有很好的工程适用性。

大展弦比飞翼刚弹耦合运动稳定性分析

推导了平均体轴系下弹性飞机的刚弹耦合运动方程,然后基于小扰动假设将其线化,综合有理函数拟合得到的时域非定常气动力模型,建立了可用以弹性飞机刚弹耦合运动学稳定性分析的状态空间模型。对某大展弦比飞翼布局无人机的纵向刚弹耦合运动稳定性进行了建模与计算。结果显示随着飞行速度的增加,机翼对称一弯模态与短周期运动模态发生耦合,使得飞翼在较小的飞行速度下就出现自由体颤振现象,表明结构弹性会对飞翼纵向动力学稳定性造成显著的影响,在大展弦比飞翼设计过程中应当引起重视。研究了在刚弹耦合状态空间建模过程中,截取弹性模态阶次的多少对稳定性分析结果的影响。分析了结构刚度对飞翼刚弹耦合运动稳定性的影响。计算表明刚弹耦合失稳速度随机翼刚度的增加呈近似线性增加的趋势。在相同速度水平下,弹性飞翼的短周期频率和阻尼值均随着机翼刚度的增加而增加。

某运输机纵向周期模态频域仿真分析

在当代飞机设计及背景预研项目中,飞机纵向模态特性分析是必不可少的一个环节,模态特性也是影响飞机飞行操纵品质和飞行安全的因素之一,为了全面熟悉纵向周期模态特性,需要建立合理的纵向小扰动简化运动方程及相关动力学模型。给出了简化处理的线化小扰动方程,然后基于某运输机模型的气动数据以及飞行包线内的巡航状态,结合简化模型,在频域内对纵向周期模态特性进行了仿真分析。结果表明:简化模型可以准确地反映运输类飞机的纵向周期模态特性。同时,考虑了飞机发动机、操纵等结构系统对其模态特性的影响,因而提出了一些运输机设计和控制方法,为其它飞机型号设计提供工程理论指导。

盒式机翼布局大型飞机横航向飞行品质研究

经计算并和常规布局大型飞机对比分析,给出了盒式机翼布局大型飞机的气动特点;然后研究了盒式机翼布局大型飞机本体横航向飞行品质;针对盒式机翼布局本体飞机横航向飞行品质较差的问题,研究了提高盒式机翼布局飞机横航向飞行品质的有效方法。研究结果表明:盒式机翼布局大型飞机具有良好的升阻特性和特殊的横航向气动特性;修改布局参数对提高盒式机翼布局飞机横航向飞行品质是有限的,控制律的设计可以保证其具有满意的横航向飞行品质。

一种寻优的BP神经网络飞行轨迹实时跟踪算法

实时跟踪飞行轨迹可以有效地观测偏离预定航迹的程度,为位姿修正提供了参考。提出了一种寻优的BP神经网略实时跟踪飞机飞行轨迹,基于误差平方和最小化原则确定最优的隐层神经元个数。不同的飞行状态对应不同的位姿、速度等数据,飞行数据和飞行条件可以通过神经网络的权值和阈值来表征。通过仿真结果可以看出,设计的寻优BP神经网络具有可靠、准确及快速跟踪等优点。

启发式算法在大飞机设计中的应用综述

主要介绍了神经网络系统、遗传算法、粒子群算法、模拟退火算法、支持向量机几种启发式优化算法(Heuristic Optimization Algorithm,HOA)在大飞机设计领域的发展和应用现状,对比分析了算法在航空工程设计上的优缺点,展望了启发式算法的发展方向,为大飞机设计提供了宝贵的理论和经验。

内埋式武器舱的流动及气动特性分析

探讨了战斗机内埋式武器舱的一些研究进展,对武器舱形状、来流马赫数、边界层厚度、噪声等对武器安全投放的影响进行综合分析,重点讨论了武器舱几何形状对流动特性的影响;基于N-S方程,采用数值模拟方法,分析了几种不同长深比二维武器舱的流动特性,以及三维武器舱锯齿舱门对气动特性的影响;探讨了噪声特性及噪声抑制技术,并对武器投放中涉及的隐身性能进行了分析讨论。

小迎角纵向不稳定飞机起飞安全性分析

由于螺旋桨滑流的影响,某运输机起飞构型在小迎角时纵向稳定性裕度不足,甚至不稳定,给飞机带来安全隐患。分析了某运输机起飞构型纵向力矩特性,讨论了螺旋桨滑流对纵向静稳定性的影响、影响飞机起飞时的安全因素和进入小迎角飞行的条件,建立了飞机起飞的数学仿真模型,通过大量的仿真计算,研究了突风和驾驶员误操纵对飞机起飞安全性的影响,给出了起飞时飞机所能抗御的最大突风速度。研究结果表明,某运输机小迎角稳定裕度不足,不稳定对飞机安全起飞的影响可以不予考虑。

飞翼运输机重心前后限和纵向飞行品质研究

为了提高飞翼运输机纵向飞行品质,首先研究了该类飞机纵向气动性和操纵特点,并给出了确定其重心前后限的设计方法;然后给出了飞翼运输机纵向操纵能力的计算方法并进行了计算分析;最后,针对飞翼运输机纵向本体稳定性不满足要求的问题,研究了提高飞翼运输机纵向飞行品质的有效方法。研究结果表明,飞翼运输机特有的操纵特性可提高其升阻比,通过合理设计重心前后限以及增稳系统控制律可以保证飞翼运输机具有满意的飞行品质。

基于后缘小翼的旋翼翼型动态失速控制分析

针对后缘小翼(TEF)的典型运动参数对旋翼翼型动态失速特性的控制进行了研究。发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度CFD方法。通过求解Poisson方程生成围绕旋翼翼型的黏性贴体和正交网格,为保证后缘小翼附近的网格生成质量,建立了基于翼型点重构的方法来描述后缘小翼的偏转运动;为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程、双时间法、Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型和Roe-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws(Roe-MUSCL)插值格式,发展了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)隐式时间推进方法及并行技术提高计算效率。以有试验结果验证的HH-02翼型和SC1095翼型为算例,精确捕捉了动态失速状态下的气动力迟滞效应,验证了本文方法的有效性。着重针对SC1095旋翼翼型的动态失速状态开展后缘小翼的控制分析,提出了可以体现翼型升力、阻力及力矩综合特性的关系式Po和Pc,揭示了后缘小翼振荡频率、相位差和偏转幅值对动态失速特性影响的规律。研究结果表明:当后缘小翼偏转的相对运动频率为1.0,且小翼运动规律与翼型振荡规律之间的相位差为0°时,后缘小翼能够更好地抑制翼型动态失速现象;在此状态下,当偏转幅值为10°时,SC1095翼型最大阻力系数和最大力矩系数可以分别降低19%和27%。

大型运输机在风切变环境中的告警规避分析

大型飞机遭遇微下冲流时,最安全的方法就是规避。在规避过程中,考虑了飞行员的乘坐舒适性(侧向过载限制)和飞机最低安全高度限制两个约束条件。首先,建立了受约条件下的规避数学模型;然后,结合模型分析了飞机在不同高度、速度及告警距离等条件下,横航向规避飞行参数和相应的规避轨迹;最后,通过分析和仿真得到了飞机遭遇微下冲流时的安全规避半径、规避角速度和规避时间,同时给出了不同告警距离下飞机规避时的最小安全高度曲线。