近距耦合式上反与下反V形尾翼气动布局特性研究

针对某无人机所采用的近距耦合式V形尾翼布局,通过求解N-S方程的数值计算方法,得到了上反与下反V形尾翼气动布局的纵向和横航向力矩值.经对比分析表明,上反V形尾翼由于受翼身组合体的遮挡,随着迎角的增加气动效率下降较快;下反V形尾翼主要受翼身组合体的下洗作用,且下洗相对较弱,随着迎角的增加其横向静稳定性减弱,但纵向和航向静稳定性保持得很好.     

Z字形飞机建模与半实物仿真研究

为了提高无人机飞行品质,研究无人机控制的半实物仿真应用,形成一套通用的无人机飞行控制律设计与半实物仿真方法,针对气动特性较为复杂的Z字形飞机进行了研究。Z字形飞机机翼可向机身方向折叠,便于存放和运输。根据Z字形飞机外形参数,求得气动数据,并在此基础上利用小扰动线性化原理建立纵向线性模型,通过加入干扰脉冲方式研究模型纵向静稳定性,选取各环节传递函数,建立俯仰控制回路,调整PID参数,设计纵向控制律,分别使用Simulink和半实物仿真器进行仿真。仿真结果表明,无人机具有较好的静稳定性,PID控制参数选择合理,系统超调量较小,调节时间较短,可以提升无人机飞行品质,半实物仿真可以更真实、直观地反映无人机姿态,所用建模与仿真方法可应用到其他固定翼无人机,具有一定的通用性。     

螺旋桨飞机滑流对全机气动特性影响的试验研究

为准确分析螺旋桨飞机有动力状态下的飞行性能和操纵品质,需要得到螺旋桨动力系统,特别是滑流对全机气动特性的影响量。采用一种"小天平+主天平"的多天平测量技术,可以分别测量得到螺旋桨的直接力和全机的气动力数据,进而得到比较准确的纯滑流对全机气动特性的影响量。通过螺旋桨飞机的带动力测力风洞试验研究表明:滑流会引起全机的升力系数、阻力系数,以及俯仰力矩系数相比无动力状态有所增加,升力系数和阻力系数增量随迎角大致呈二次曲线规律递增,俯仰力矩系数增量变化趋势与飞机所在迎角关系较大。滑流对横航向气动特性影响是降低了全机横向力导数以及横、航向静稳定性,并可能引起零侧滑下的全机的不对称横、航向力矩产生。     

某型飞机的偏离特性/尾旋敏感性分析

综合利用几种判据预测了具有新一代气动布局的某型飞机其偏离特性和尾旋敏感性。给出了β+δ轴稳定性指示法判据、侧滑偏离参数CnβD判据、横向操纵偏离参数LCDP判据、Weissman判据图和耦合判据的物理意义、数学表达式及稳定性条件。针对具有新一代气动布局的某型飞机模型并结合相关试验数据,利用上述几种判据进行仿真计算和综合分析,得到了该飞机的偏离特性和尾旋敏感特性。仿真结果表明,利用这些判据计算偏离特性和尾旋敏感特性能够在一定程度上较好地预测飞机大迎角运动的稳定性,有利于指导真实试飞。     

鸭翼涡与边条涡对前掠翼布局的增升研究

为了研究鸭翼、边条对前掠翼布局气动性能的影响,采用三维N-S方程,分别计算了加装鸭翼、边条及鸭翼边条组合的前掠翼模型纵向气动性能,并通过流场显示分析了旋涡流动机理.研究表明,3种模型均可有效改善前掠翼布局的升阻特性.前掠翼加装鸭翼后,鸭翼分离涡的下洗作用使机翼上翼面的分离区减小,能有效控制机翼表面流动,最大升力系数提高40%;加装边条后,边条翼产生的边条涡干扰推迟了前掠翼翼根气流分离,并产生涡升力,升阻特性优于基本翼;同时加装鸭翼与边条,鸭翼涡与边条涡相互诱导,增强了对机翼表面流动的控制能力,最大升力系数比加装鸭翼模型提高3%左右,气动性能显著改善.     

连翼布局飞机的研究进展与总体方案探讨

连翼布局飞机在气动与结构有多种优点,国内外对该布局进行了大量研究,本文主要对影响连翼布局飞机气动特性的关键参数进行了分析,设计了小型试验样机,分析其稳定性,并进行遥控试飞验证,为连翼布局飞机设计提供参考。     

一种连翼式双机身无人机气动特性

为改善无人机承载质量性能,提出并设计了一种新型连翼式双机身气动布局,建立了基础布局和改进布局模型,基于FL U EN T详细研究了两种布局的气动特性.仿真结果表明,连翼式双机身布局有较好的气动性能,巡航状态升阻比可达16以上;经过翼身融合、机头修形及前后翼连接处理等改进后,升阻性能有较大提高,迎角2°时,改进布局升力系数、升阻比分别提高了1.8％、9.1％,阻力系数降低了6.7％,且具有更好的失速性能;与基础布局相比,改进布局有效降低了迎角2°时机头位置、翼身连接处的压力分布,迎角12°时改进布局后翼未发生明显分离;初步试飞试验说明两种布局均具有较为优秀的飞行性能,有望在军民运输、救援、侦察等领域得到应用.     

翼尖形状对双后掠飞翼纵向气动特性的影响

以双后掠飞翼为基础外形,兼顾隐身性能,对其翼尖进行改形设计。利用数值模拟方法研究翼尖平面形状对双后掠飞翼布局纵向气动特性和纵向静稳定性的影响。结果表明：剪切翼尖可以提供向前的推力、减小飞翼的阻力,提高最大升阻比,增强纵向静稳定性。不同形状的剪切翼尖影响效果不同,巡航状态下,相比于基础构型,剪切翼尖最大可以使双后掠飞翼阻力减少7.9%,最大升阻比提高11.9%,纵向静稳定裕度增加10.8%。研究结果对双后掠飞翼布局翼尖形状的选取有一定的参考意义。     

通用飞机翼尖小翼设计对飞机横航向稳定性影响研究

为了改善飞机的飞行性能,通用飞机通常会使用翼尖小翼装置,但往往会忽略它对飞机的飞行品质所产生的影响。通过对翼尖小翼产生的气动力进行计算分析,研究了翼尖小翼对横航向飞行品质的影响。研究结果表明:翼尖小翼会使荷兰滚模态振荡增加,螺旋模态稳定性增加,对飞机横航向稳定性影响较大。翼尖小翼需要针对飞机本身的气动特性进行设计。     

高空远程滑翔无人水下航行器气动参数估算

为了研究高空远程滑翔无人水下航行器（UUV）气动参数特性,根据飞机气动参数估算的方法,通过类比方式在小迎角、小侧滑角和尾翼偏转不大的情况下对高空远程滑翔UUV的纵向、横向气动参数和操纵导数进行计算.结合风洞试验结果进行对比分析,结果证明：计算和试验结果显示了良好的一致性,通过2种方式获得的气动特性均满足航行器的低阻特性和静稳定性要求,说明借鉴飞机参数的估算方法是可行的,为进一步对航行器的弹道设计、载荷计算、控制参数的选择和完善设计提供有力依据.
     

弹性变形对双座电动飞机模型气动特性的影响

与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显.针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较.结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高.采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10％以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7％;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大.     

空气动力学仿真在摩托车造型开发中的应用

摩托车空气动力学特性对摩托车的动力性、经济性和操作稳定性有直接影响。由于国内没有摩托车专用风洞,道路滑行试验无法适用于所有车型,所以在一款新型巡航车造型开发阶段,采用空气动力学仿真方法分析实车模型的空气动力学特性,在此基础上指导多个部件优化设计,并对优化后提供的两个挡风板安装方案分别进行了整车仿真分析。仿真结果显示,优化后的两方案整车阻力系数Cd值均降低,两挡风板安装方案的空气动力学性能对比为进一步选型提供了参考依据。     

某非圆截面导弹的动态特性分析

利用小扰动飞行动力学方程和参数敏感性分析方法,研究了某非圆截面导弹在典型气动条件下的开环飞行稳定特性.对该导弹在不同静、动导数条件下的飞行稳定性进行了研究,得到了影响系统稳定性的主要因素以及出现较优横侧向稳定性的参数取值区间,这些结论为同类型导弹气动布局和控制系统的设计提供可靠的借鉴.     

基于三维重建飞机气动特性的飞行包线

为了确定未知飞机的飞行边界,提出了一种通过逆向三维建模进行气动特性分析后建立基本飞行包线的方法,对气动参数未知飞机的飞行安全和空战仿真问题提供了技术支撑.首先,综合运用明暗恢复图像和工程图重建法对飞机的几何外形进行了三维重建;然后通过数值模拟计算的方法计算并分析了其纵向气动特性;最后,计算了飞机的基本飞行包线并进行了对比验证.研究结果表明,所做工作探索出了一条研究外军缺乏气动参数飞机飞行性能的完整技术途径,所计算的飞行包线具有较高的可靠性,能够体现飞机的飞行性能.     

静风荷载下的大跨度斜拉桥稳定性分析

由于风荷载对斜拉桥的作用比较敏感,尤其是对于柔性大跨度斜拉桥。文章基于伯努利方程推导整个断面的3方向静风荷载原理,并采用内外增量双重迭代以及发散机理的数学描述给出静风稳定性计算过程;结合斜拉桥本身特性,分析了某跨江大跨度斜拉桥的横桥向风荷载和竖桥向风荷载的影响;使用大型有限元软件MIDAS/Civil建立桥梁模型,并进行成桥状态静风荷载下的特性分析,据此来评估该桥的静力抗风性能,为相关桥梁的抗风性能分析与设计提供依据。     

炮射导弹气动特性数值计算

为解决炮射导弹静稳定度低的问题,提出了两种针对尾翼的优化方案.以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对炮射导弹的绕流场进行了数值模拟研究,得到了炮射导弹外形优化前后的气动特性参数,气动特性结果与风洞实验结果基本吻合.研究结果表明,两种尾翼优化方法均可有效地提高炮射导弹的静稳定度,并增加升力.     

外挂武器对载机飞行性能影响研究

阐述了评估的一般模型及基本原理，定向评估了外挂武器对载机最大平飞速度、航程和气动系数等的影响，得出了评估其性能参数的数学模型，运用数学模型计算了升限的增量，结果与实际相比具有较好的一致性。