基于MEMS的细长体非对称涡控制机理研究

目前,微机电系统（MEMS）作为致动器和传感器已被广泛应用于航空航天领域中。MEMS器件具有很好的功能性、集成性、可控性和鲁棒性等等。根据MEMS器件的特性,采用NS数值计算技术,对细长体在大迎角飞行状态下的非对称涡进行了气动控制。分析了MEMS器件控制流场的机理和将非对称涡转变为对称涡的流场控制机理,获得了MEMS器件控制流场特性的宏观效果。研究表明：MEMS器件对控制大迎角细长旋成体非对称涡和复杂流场具有良好的控制能力。     

基于FADS的飞行器迎角求解方法研究

构建X-33的1/10比例前端模型.利用计算流体力学方法求解模型前端压力分布,采用三点法求解迎角和侧滑角.应用Matlab工具,对求解数据进行修正,最后分析了压力测量误差对迎角精度的影响.结果表明,低马赫数(不大于1.2Ma)下基于仿真数据的嵌入式大气数据传感系统求解迎角误差在0.5°,压力测量误差对迎角精度影响明显.     

基于爬升减速机动的大迎角偏离敏感性试飞技术

为防止飞机意外进入大迎角失速尾旋状态，现代电传飞机通常采用左边界保护控制策略。但在使用中，仍然难以避免由于飞行速度超出左边界后“掉入”大迎角状态的现象。为全面评估飞机的左边界飞行安全，必须通过试飞验证飞机大迎角偏离敏感性。采用传统的平飞失速和收敛转弯等试飞方法，难以解决飞机超出左边界后“掉入”大迎角状态后的偏离敏感性评估问题。针对某型飞机迎角限制和抗尾旋控制律的特点，提出了基于爬升减速机动的大迎角偏离敏感性评估方法，采用飞行仿真技术开发了大迎角偏离敏感性试飞动作，建立了在迎角限制和抗尾旋控制律的综合作用下飞机大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度的评估程序，并且在某型飞机上进行了应用和验证，全面评估了某型飞机的大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度，为该型机的左边界飞行安全提供了有效的支持。     

飞机大迎角纵向机动稳定性及通向混沌的道路

基于非线性动力学理论,分析了飞机大迎角纵向机动的稳定性及混沌行为。根据纵向机动的动力学模型,分析了飞机在大迎角状态下的飞行稳定性,通过Lyapunov稳定性原理,给出了不同参数匹配条件下飞机的纵向机动稳定域;以升降舵偏角和质量为系统参数,利用Melnikov方法,研究了飞机纵向机动的混沌运动,得到通向混沌的道路;通过数值仿真得出不同条件下的飞机纵向运动的Lyapunov指数,分析实验结果并对理论推演进行了验证。结果表明:大攻角机动情况下,飞机极易进入混沌状态,造成飞行不稳定甚至导致飞行事故。     

基于飞机空气动力和动力学方程的非线性分析李雅普诺夫稳定性

飞机的稳定性是飞行动力学的重要组成部分，基于飞机空气动力和动力学方程的非线性，将李雅普诺夫稳定性分析方法应用于飞机在定常大迎角飞行状态的稳定性分析，该方法克服了小迎角的局限性，在某型号设计中得到了具体的应用。     

平尾偏转对飞机着陆滑跑性能的影响

为了考察平尾偏转角度对飞机着陆滑跑性能的影响,通过计算流体力学进行气动数据储备,利用多体动力学建模方法,建立了能够反映飞机气动特性随迎角和平尾偏角变化而变化的飞机着陆滑跑动力学模型,在不同的飞机平尾偏转工况下进行了着陆滑跑仿真计算。经过验证,该动力学模型能够较好地反映飞机着陆滑跑时不同平尾偏转角度下动力学特性,仿真结果表明平尾前缘下偏（拉杆）能够有效缩短着陆滑跑距离。     

飞机尾向的红外辐射特性计算

为研究飞机尾向的红外辐射特性,首先利用计算流体力学软件FLUENT对飞机尾向流场进行了数值模拟,得到了尾向流场的温度分布情况;对飞机发动机尾喷管和尾焰的红外辐射进行了建模,得出了飞机尾向红外波段辐射强度的FLUENT计算结果,为红外制导防空导弹武器系统的设计和应用提供了参考依据。     

水平式金属管浮子流量计的仿真与实验

利用基于计算流体力学的流量传感器设计方法实现了对适合安装于水平管道的特殊结构的金属管浮子流量计三维湍流流场的数值仿真研究．流场仿真所需的模型采用GAMBIT软件建立，通过FLUNT软件进行仿真，仿真过程中利用受力平衡来控制计算精度．数值仿真结果和物理实验结果比较，浮子受力平衡误差绝对值为2．01％时，流量误差绝对值为0．70％，证实了仿真结果的准确性．同时，利用流场仿真信息对流量传感器结构做了进一步的优化，解决了水平式金属管浮子流量计在大流量下的浮子振动问题．     

考虑再循环风的飞机座舱引气污染仿真研究

目前,系统仿真以及计算流体力学(CFD)仿真是研究飞机环控系统以及座舱流场的主要手段。通过系统建模仿真可以获得飞机环控各个子系统及各个部件的主要工作参数;通过计算流体力学仿真计算可获得飞机座舱内详细流场参数。飞机环控系统与座舱作为一个连续的整体系统,在实际工作中相互依存、相互影响,然而在研究中却往往被割裂开,顾此失彼。通过AMESim与Fluent耦合仿真,研究了在考虑环控系统再循环风影响下,飞机环控系统——座舱整体模型中污染物的进入、扩散以及排除。通过对比有回风、无回风工况的差异,证明了耦合仿真方法在环控系统——座舱研究上的适用性。由计算结果可知,考虑再循环系统与不考虑再循环系统导致的座舱内CO污染物的扩散及排除规律完全不同。     

基于随机森林的大迎角非线性非定常气动建模方法

提出了一种新的大迎角非线性非定常气动力和气动力矩建模方法.传统的依据物理机理分析、实验观测等来建立飞机气动系数与飞行状态之间的建模方法在大迎角非线性非定常气动力和气动力矩建模中存在着局限性,导致模型精度不高,针对这个问题,提出了随机森林建模方法.根据风洞中飞机大迎角俯仰机动的特点,结合随机森林模型的原理,确定了与大迎角随机森林模型相关的输入特征,通过误差分析实验确定了随机森林模型中决策树个数和内部节点随机选择属性个数等关键参数的取值,利用F-18缩比模型在低速风洞中实验数据进行实验,结果表明,与经典的多项式模型相比所建立的随机森林模型得到的预测结果与真实数据之间的误差更小.      

空射火箭箭机分离过程气动特性仿真

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-w模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析.仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态；当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定.     

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。     

基于深腾7000系统的大规模CFD并行计算

从基本流动控制方程及数值离散、多重网格、并行算法等方面详细阐述了混合网格框架下计算流体力学软件的基本原理,提出了采用三重嵌套循环结构在时间推进格式中实现多重网格加速及并行计算技术的主流程设计方案;同时给出了高精度混合网格并行计算软件在深腾7000系统上的大规模并行测试结果以及在某型民用飞机高升力流场数值模拟中的应用.结果表明:此高精度混合网格并行计算软件在采用千万网格点规模的大型飞机高升力复杂流场计算时,不仅计算结果与实验结果符合较好,且在2 048核并行计算时仍具有很好的并行可扩展性,计算效率不低于80%.     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

A320系列飞机大气数据系统故障浅析

A320系列飞机的大气数据系统主要由三个ADIRU（大气数据惯性基准组件）、八个ADM（大气数据组件）、安装在飞机外部的传感器以及连接这些部件的气管路组成，而飞机外部的传感器包括三个皮托管、六个静压孔、三个迎角传感器和两个总温探头，这些传感器感受和探测飞机外部的大气情况，最终由ADIRU计算并获得飞机的大气数据，供机组和飞机的其他系统使用。 常见故障分析及处理：     

扇翼飞行器绕翼型流动数值研究

扇翼飞行器以其低速大载荷、低噪音特性在军用及民用领域有着广泛的应用前景．基于CFD软件采用滑移网格技术对简化为二维的绕翼型流动进行数值模拟,得到低速大迎角下绕翼型的流场,分析并比较了不同迎角下的流场结构,给出了升阻力随迎角的变化关系．在此基础上通过比对分析翼型局部几何形状改变后得到的数值模拟结果,得到了飞行器机翼前缘高度对绕翼型流场的影响以及相应的升阻力变化情况,并讨论了引起这些影响和变化的可能原因．最终给出可用于扇翼飞行器设计的方案．     

飞机环控系统引气污染耦合仿真研究

目前对飞机环控系统引气污染的研究无法从环控系统中污染物的产生到座舱内污染物的扩散进行整体仿真模拟。通常所采用一维系统仿真软件AMESim可以对飞机环控系统进行精确建模,获得各个部件内参数的变化;却不能得到详细的流场信息和污染物扩散信息。而计算流体力学软件FLUENT可以提供座舱内非常详细的流体计算结果;但却无法对环控系统各个部件进行精确建模。采用AMESim-FLUENT耦合计算模型,针对飞机引气污染建立联合模型,研究了污染物在环控系统与座舱内的扩散。研究结果表明,AMESim-FLUENT耦合计算模型可以成功模拟引气污染在环控系统以及飞机座舱内的扩散;且耦合计算结果比单一系统仿真模型计算结果更为精确。这种耦合计算方法对于飞机环控系统整体研究具有重要意义。     

控制面偏转方式对前掠翼静气弹特性的影响

针对不同控制面偏转方式对弹性前掠翼静气弹特性的影响,基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）松耦合静气动弹性数值计算方法,计算和分析了不同迎角、动压及马赫数条件下前、后缘控制面联合偏转对前掠翼模型的气动特性和弹性变形特性的影响。计算结果表明：控制面偏转对前掠翼飞机静气动弹性特性影响较大;当迎角变化,同向偏转方式的气动特性和弹性变形特性较好,α=4°时,弹性机翼的升阻特性较好;当动压变化时,反向偏转方式的气动特性和弹性特性占优,最大升阻比较同向偏转提高约7%,反向偏转方式气动特性较好,最大升阻比较同向偏转提高约7%;当马赫数变化时,弹性机翼条件下3种模型分别在Ma=0.7时升力系数达到最大值。计算结果可以为前掠翼飞机的实际应用提供参考。     

民用飞机迎角限制器设计与分析

该文对飞机边界控制中的迎角限制技术进行了分析,对几种工程实用的迎角限制器结构以及优缺点进行了描述,结合A320飞机以及C17飞机的迎角限制器的特点,给出了一种迎角限制器设计方案,对设计的迎角限制器的工作原理进行了描述;然后基于一种典型民用飞机进行了迎角限制器控制律设计,使用Matlab/Simulink软件建立了迎角限制器控制律仿真模型;最后对飞机迎角限制器控制律模型进行了仿真验证,结果表明设计的迎角限制器方案是可行的,可应用于工程实际。     

大迎角飞行晶质模拟研究

为了探索出一条适合于评估失速迎角前大迎角飞行品质评估的思路 ,通过选取推杆并改变1 0°姿态角 ,带过载的从一侧到另一侧的倾斜并截获 90°滚转角及空 -空跟踪三项任务作为子任务集 ,在一台地面飞行模拟器上对一架第三代战斗机大迎角飞行品质进行了评估 ,并把评估结果与通过等效系统方法得到的结果进行了对比 ,结果表明尽管大迎角品质边界相对于小迎角有所不同 ,但只要适当调整品质边界 ,则用于评估小迎角品质的方法如等效系统等 ,在大迎角时仍可采用