旋转流场下模型大幅俯仰运动实验研究

在中航气动院FL-8低速风洞中,采用单自由度振荡机构进行了旋转流场下大幅俯仰运动的气动特性实验研究。模型在绕风速轴连续旋转的同时,进行给定频率和振幅绕体轴的俯仰振荡运动。测量了模型的动态气动特性,着重分析了不同运动参数对模型气动特性的影响。实验结果表明,旋转速度的存在使大振幅俯仰振荡实验中的滚转力矩和偏航力矩产生了明显的迟滞特性,但对俯仰力矩和法向力的迟滞特性影响不大。     

弹性振动对翼型气动特性影响的数值模拟

通过求解雷诺平均非定常Navier-Stokes方程,采用数值模拟方法计算了俯仰和沉浮振动对NACA0012翼型平均气动特性的影响.结果表明:对于俯仰运动而言,在迎角13α≤时的升力°和力矩曲线的线性段部分,振幅角的变化对动态平均升力系数和动态平均力矩系数的影响不明显,与静态时的情况基本一致;当迎角14α≥时,翼型振动的平均升力系数和动态平均力矩系数小°于静态时的情况.同一迎角条件下的俯仰振动频率越高时,其动态的平均升力系数和动态平均力矩系数越大,频率较高时的失速迎角相对于频率较低时的情况有所推迟,但相对于静态的失速迎角而言,不同频率下的动态失速迎角均提前.对于沉浮运动而言,动态平均升力系数随振幅和频率的增加而减小,动态失速迎角随振幅和频率的增大而提前.     

鸭式旋翼/机翼飞机悬停及小速度前飞气动干扰实验研究

鸭式旋翼/机翼飞机是一种新概念可垂直起降高速飞行器,为了解该飞机在悬停及小速度前飞时的全机气动干扰特性,在南京航空航天大学开口风洞中进行了飞机全机气动力实验,实验采用多台测力天平分别测量主机翼和机身的气动力.结果表明,悬停时受主机翼高速旋转产生的下洗尾流影响,机身产生了较大的法向力和低头力矩;前飞时下洗尾流对机身的法向力和俯仰力矩有比较严重的干扰,对滚转力矩和偏航力矩干扰较小,对侧向力有一定影响.实验结果为飞机的飞行动力学特性研究以及控制律设计提供了参考.＃     

飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证.实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的.研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制.     

螺旋桨滑流对飞行器气动特性的影响机理研究

通过基于有限体积的CFD数值方法研究了MA60飞机螺旋桨滑流对于该飞行器的气动特性影响机理。为了高效计算、准确描述螺旋桨的旋转运动产生的非定常流场,本文采用嵌套网格技术来实现这一过程,有效避免了螺旋桨运动过程中产生的网格变形失效等问题。数值模拟结果表明:滑流非定常计算的表面气动压力可以很好地与实验结果吻合;螺旋桨滑流状态的非定常气动力与定常计算的结果有较大差异,螺旋桨具有较大的拉力且为同向旋转,产生不对称的气动载荷,导致飞机的升力增大,侧向力增大,并且产生正的滚转力矩和负的偏航力矩。本文研究表明,在该类型飞行器设计过程中,考虑滑流影响可以更加准确地描述飞行过程中的气动载荷。     

雷诺数对运输类飞机气动特性影响的试验研究

开展了某背景飞机的高低速变雷诺数风洞试验,并对试验结果进行了分析;结合国外的一些变雷诺数风洞试验结论,给出了大展弦比运输类飞机雷诺数对升力、阻力以及俯仰力矩特性的影响规律。试验研究表明:升力特性方面,在中小迎角下,随着雷诺数增大,迎角相同时升力增加,大迎角时最大升力系数增大,失速迎角增大;阻力特性方面,随着雷诺数的增大阻力减小,并且最小阻力系数随着雷诺数对数的增加基本呈线性减小;俯仰力矩特性方面,随着雷诺数增大机翼后部载荷增大,低头力矩增大,稳定性增强。除此之外,文中还从雷诺数对气动特性影响机理角度出发,分析了这些规律形成的原因。     

方形截面弹俯仰振荡对滚转特性的影响

飞行器在大气环境中飞行时,经常受阵风等的干扰,引发非指令的自激振荡,威胁飞行安全.通过建立刚体六自由度运动方程和N-S方程的松耦合求解技术,研究强迫俯仰振荡过程对滚转特性的影响.针对背风区涡流形态及横侧向气动特性复杂的方形截面飞行器,数值模拟研究了其不同攻角下的静态滚转气动特性、自由滚转运动特性,以及俯仰振荡时不同振荡速率对滚转气动和运动特性的影响.结果表明,此飞行器在静态时临界攻角约为13°,当攻角小于临界攻角时,滚转方向是静不稳定的,诱发快速滚转运动;当攻角大于临界攻角时,滚转方向是静稳定,其滚转运动是收敛的.研究发现,俯仰振荡一般会降低飞行器滚转方向静稳定或静不稳定的量值,增强滚转方向的动态稳定性.在俯仰振荡的影响下,即使滚转方向是静不稳定的,如果俯仰振荡的频率足够大,飞行器的滚转运动也可能是收敛的.     

三角翼动态大迎角气动力特性数值分析研究

采用数值计算方法,对三角翼从 0°上仰至 90°的动态流场和气动力特性进行了计算,并对俯仰角速度对三角翼流场和气动力特性的影响进行了计算分析。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化,特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征。结果表明,随着机翼俯仰角速度的提高,前缘分离涡破裂位置相对滞后,机翼升力和阻力系数明显增加,机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强。     

导弹高速动态空气动力特性

简介了导弹高速动态实验采用的设备和实验方法 ,研究了折合频率 ,平均迎角和空气压缩性对基本十字翼导弹纵向动态气动特性的影响。文中应用了俯仰气动阻尼特性识别导弹纵向动态的稳定性     

Reynolds数对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应影响的数值研究

使用低耗散的Roe格式,数值模拟了Reynolds数(Re)对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应的影响.模型头部加了几何小扰动块以引发流场的不对称.在较大的Re数(Re=10 5)下,本文的计算结果与实验是相符的,此时细长体的滚转会导致双稳态、双周期现象,即侧向力随滚转角呈现类似方波形式的双周期变化,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反;而在较小的Re数(Re=4 000)下,如果扰动足够大,细长体的滚转将导致不同的双稳态现象,此时两个正则态的侧向力方向相同,而在较小扰动下双稳态现象不再出现;Re数更小时(Re=1 000),即使在较大的扰动下,双稳态现象也不再出现,侧向力随滚动角仍是连续变化的.本文的计算结果表明,Re数越小,流场对头部扰动的感受性越弱.     

Bifurcations and catastrophes in aerodynamic characteristics

The results of an experimental investigation of the longitudinal stability of a model maneuvering aircraft are presented. The results for a wide angle-of-attack range are obtained in a wind tunnel flow on an aerodynamic setup of free oscillations with a single degree of freedom. It is shown that the static aerodynamic dependences of the normal force and pitch moment coefficients on the angle of attack include catastrophic transitions from one steady state into another. The salient features of these transitions are established. It is experimentally found that the loss of the longitudinal stability of the model aircraft in a flow with variation in the deflection angles of stabilizers is softly realized via the Hopf bifurcation. At high angles of attack the flow regimes are found to exist in which steady motion represents a strange attractor.     

乘波体前体/进气道一体化设计研究

为了研究乘波体几何外形参数和飞行参数对前体/进气道一体化设计的影响,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,以马赫数Ma=6和攻角α=0为设计状态、进气道总压恢复系数和前体阻力系数为目标函数,对乘波体前体/进气道进行了优化设计,并在此基础上研究了攻角、马赫数、前缘半径、前体宽度对气动参数的影响。结果表明:该乘波体前体/进气道构型具有良好的攻角特性,总压恢复系数比基准构型提高17.79%,阻力系数比基准构型降低78.5%,符合高超声速飞行器高升力、低阻力的要求,且非常适合小攻角高超声速巡航飞行;为了得到较高升阻比的前体,在前缘半径R≤2mm的范围内进行流场反设计时,可以将设计马赫数的取值比预期低一些。     

Aerodynamic characteristics of a deltawing in the case of harmonic oscillations with respect to the roll and yaw angles at high angles of attack

The aerodynamic characteristics of a delta wing in the case of harmonic oscillations with respect to the roll and yaw angles are obtained in a subsonic low-speed wind tunnel and analyzed. It is shown that at near-critical angles of attack the aerodynamic derivatives of the roll moment considerably depend on the reduced oscillation frequency. It is established that this dependence is due to a variation in the slip angle. A mathematical model that involves an ordinary linear differential first-order equation is used to describe the aerodynamic characteristics of the wing for the problems of aircraft flight dynamics at high angles of attack.     

DYNAMIC MODELING AND STABILITY CONTROL OF FOLDING WING AIRCRAFT 1)

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.     

折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.      

非旋转钝锥高超声速双平面拍摄风洞自由飞试验

在高超声速下(6 马赫) 开展了双平面拍摄风洞自由飞试验,对非旋转钝锥在小攻角下的运动特性和圆锥摆动问题进行了研究. 试验结果表明,虽然只预置了攻角而无侧滑角,模型仍然全部出现了圆锥摆动,且在观察窗范围内侧滑角幅值均大于攻角幅值. 模型角运动虽均处于小于10° 的小攻角和小侧滑角状态,但阻尼力矩项呈现较为明显的非线性,而静力矩项的非线性较弱,近似为线性. 5 组实验中,有1 组模型的角运动可能趋于极限平面运动或者是攻角幅值较小的极限圆锥运动,另外4 组试验模型角运动显示出了趋于极限圆锥运动的趋势. 尾端盖对模型的角运动影响不明显,而尾部对称布置的片条状凸起物对整个角运动幅值变化的稳定性存在明显影响,有凸起物的两组模型角运动幅值波动明显较小.      

矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究

采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性.实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变.     

覆冰四分裂导线动态气动系数风洞试验

覆冰导线舞动是由这些导线的气动不稳定性引起的。由于导线动态空气动力特性不同于静态气动系数,本文针对新月形冰形制作了覆冰四分裂导线模型,通过风洞试验动态测试的装置设定可测量不同扭转频率下的空气动力系数。风洞试验得到了不同扭转运动频率、风速和覆冰厚度等关键工况下新月形覆冰四分裂导线的动态空气动力系数。风洞试验结果显示,动态气动系数与静态气动系数存在显著差异。不同于静态气动系数,动态气动系数曲线是环形的,多种参数对气动系数影响明显。结果表明,风洞试验结果为覆冰分裂导线运动研究及其防治技术提供了必要的数据。