飞行器总体设计
2022, 54(2):245-252.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.009
摘要:
飞翼布局飞行器内翼段前缘尖化可降低雷达回波的镜面反射强度，进而提升隐身性能。针对前缘尖化可能带来的气动问题，本文对一种典型飞翼布局飞行器的流场和电磁散射特性开展了模拟仿真。以RANS方程作为控制方程，采用k-ω SST湍流模型求解，对全机气动性能进行了分析，并结合流场特征作出解释。采用多层快速多极子算法，在典型入射频率下对全机电磁散射特征开展仿真计算。结果表明，对飞翼布局飞行器内翼段开展前缘尖化修形，可有效缩减前向雷达散射截面（Radar cross section，RCS），增加突防能力，但可能会同时带来起降条件下失速迎角减小等问题。通过选取适当的前缘尖化范围，该情况可得到改善，从而具备工程化应用条件。
飞翼布局飞行器内翼段前缘尖化可降低雷达回波的镜面反射强度，进而提升隐身性能。针对前缘尖化可能带来的气动问题，本文对一种典型飞翼布局飞行器的流场和电磁散射特性开展了模拟仿真。以RANS方程作为控制方程，采用k-ω SST湍流模型求解，对全机气动性能进行了分析，并结合流场特征作出解释。采用多层快速多极子算法，在典型入射频率下对全机电磁散射特征开展仿真计算。结果表明，对飞翼布局飞行器内翼段开展前缘尖化修形，可有效缩减前向雷达散射截面（Radar cross section，RCS），增加突防能力，但可能会同时带来起降条件下失速迎角减小等问题。通过选取适当的前缘尖化范围，该情况可得到改善，从而具备工程化应用条件。
2022, 54(2):253-258.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.010
摘要:
为了修正舰船运动和海风引起的落点误差，首先建立了雷伞系统各阶段动力学模型并进行了编程计算，通过与试验结果的对比验证了动力学模型的准确性。之后，将发射方向和分离时间作为控制量，基于泰勒级数理论推导了落点误差与控制量之间的关系，提出了一种新的雷伞系统落点误差的修正方法。通过算例验证，该方法所得到的控制参数能够有效地修正雷伞系统的落点误差。同时，针对典型工况开展了本文方法与改进的多目标粒子群轨迹优化算法的对比研究，发现本文方法比改进的多目标粒子群优化算法拥有更快的收敛速度、更高的收敛精度和更少的计算消耗，可以对由舰船运动和海风引起的雷伞系统落点误差进行实时准确地修正，从而提高舰船发射布雷的精度。
为了修正舰船运动和海风引起的落点误差，首先建立了雷伞系统各阶段动力学模型并进行了编程计算，通过与试验结果的对比验证了动力学模型的准确性。之后，将发射方向和分离时间作为控制量，基于泰勒级数理论推导了落点误差与控制量之间的关系，提出了一种新的雷伞系统落点误差的修正方法。通过算例验证，该方法所得到的控制参数能够有效地修正雷伞系统的落点误差。同时，针对典型工况开展了本文方法与改进的多目标粒子群轨迹优化算法的对比研究，发现本文方法比改进的多目标粒子群优化算法拥有更快的收敛速度、更高的收敛精度和更少的计算消耗，可以对由舰船运动和海风引起的雷伞系统落点误差进行实时准确地修正，从而提高舰船发射布雷的精度。
2022, 54(2):274-280.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.013
摘要:
基于飞机结冰探测器安装要求，通过三维数值仿真，模拟了机头表面流场和水滴撞击特性。通过标定水滴遮蔽区和浓度增加区引入危险位置点的概念，对结冰探测器的安装位置进行了分析，模拟了安装位置处结冰探测器探头表面和飞机主要迎风部件表面的水滴收集特性和结冰特性，并进行对比分析。分析结果表明探头表面的最大收集系数、结冰强度和结冰程度等级均不低于飞机主要迎风部件表面的相应特性，满足结冰探测预警要求。
基于飞机结冰探测器安装要求，通过三维数值仿真，模拟了机头表面流场和水滴撞击特性。通过标定水滴遮蔽区和浓度增加区引入危险位置点的概念，对结冰探测器的安装位置进行了分析，模拟了安装位置处结冰探测器探头表面和飞机主要迎风部件表面的水滴收集特性和结冰特性，并进行对比分析。分析结果表明探头表面的最大收集系数、结冰强度和结冰程度等级均不低于飞机主要迎风部件表面的相应特性，满足结冰探测预警要求。
2022, 54(2):191-202.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.002
摘要:
为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理，基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先，基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟，计算结果与试验数据吻合良好，验证了数值模拟方法的准确性。然后，通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究，揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后，开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明，动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素；翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化，使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小，二次峰值位置有规律地前移或后移。
为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理，基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先，基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟，计算结果与试验数据吻合良好，验证了数值模拟方法的准确性。然后，通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究，揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后，开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明，动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素；翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化，使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小，二次峰值位置有规律地前移或后移。
2022, 54(2):239-244.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.008
摘要:
提出了一种油气-泡沫铝组合式直升机缓冲装置，基于塑性坍塌应力理论计算模型和有限元模型对单一泡沫铝冲击压溃应力-应变进行了计算和仿真分析，计算结果和仿真分析结果进行了相互校验。通过单一泡沫铝冲击压溃试验对理论和仿真模型进行了试验验证。将泡沫铝压溃动态特性曲线融入油气-泡沫铝组合式起落架缓冲动力学模型开展耐坠毁性能仿真分析。结果表明，本文提出的油气-泡沫铝组合式缓冲器缓冲载荷峰值降低了38%，缓冲效率提升了12.7%，有效提升了直升机起落架缓冲器的耐坠毁性能。
提出了一种油气-泡沫铝组合式直升机缓冲装置，基于塑性坍塌应力理论计算模型和有限元模型对单一泡沫铝冲击压溃应力-应变进行了计算和仿真分析，计算结果和仿真分析结果进行了相互校验。通过单一泡沫铝冲击压溃试验对理论和仿真模型进行了试验验证。将泡沫铝压溃动态特性曲线融入油气-泡沫铝组合式起落架缓冲动力学模型开展耐坠毁性能仿真分析。结果表明，本文提出的油气-泡沫铝组合式缓冲器缓冲载荷峰值降低了38%，缓冲效率提升了12.7%，有效提升了直升机起落架缓冲器的耐坠毁性能。
2022, 54(2):297-303.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.016
摘要:
飞机燃油系统是飞机的核心系统之一，对飞机安全可靠飞行至关重要。为解决飞机纵向飞行时，因多油箱供油量分配不合理产生飞机质心的偏移问题，本文通过分析飞机供油原理，建立飞机纵向运动供油质心模型，在此基础上，采用复合形法根据飞机俯仰角和各油箱油量实时确定飞机的最优供油策略。仿真结果表明，给定飞机要求质心变化后，通过本文方法确定的供油策略能将飞机质心偏移量控制在合理范围之内，并实现了供油策略随要求质心的动态调整，方法具有理论和实际工程应用价值。
飞机燃油系统是飞机的核心系统之一，对飞机安全可靠飞行至关重要。为解决飞机纵向飞行时，因多油箱供油量分配不合理产生飞机质心的偏移问题，本文通过分析飞机供油原理，建立飞机纵向运动供油质心模型，在此基础上，采用复合形法根据飞机俯仰角和各油箱油量实时确定飞机的最优供油策略。仿真结果表明，给定飞机要求质心变化后，通过本文方法确定的供油策略能将飞机质心偏移量控制在合理范围之内，并实现了供油策略随要求质心的动态调整，方法具有理论和实际工程应用价值。
2022, 54(4):670-677.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.014
摘要:
飞机左右机翼输油不平衡故障将会影响飞机操纵甚至飞行安全。基于某型机的输油控制原理，对双油面控制器进行结构优化改进。借助ANSYS软件对双油面控制器内部流场进行模拟。研究发现，控制口压力对其性能影响较大；压力较低时，燃油从油面控制器钟形活门处流出的形式为“涌出”，较稳定；压力较高时，燃油流出形式为“喷出”，射流会顺势进入浮子腔，促使输油过程提前结束，严重降低结构性能。根据仿真获得的射流喷射轨迹，在上浮子摇臂上设计了挡板，阻止燃油进入浮子腔，使双油面控制器在全包线范围内均能有效拉开输油开始与结束的油面差。试验结果表明，优化后的双油面控制器带来的油面差是单油面控制器的数倍，高效解决了输油不平衡的问题。该油面控制器的优化设计可供其他机型推广。
飞机左右机翼输油不平衡故障将会影响飞机操纵甚至飞行安全。基于某型机的输油控制原理，对双油面控制器进行结构优化改进。借助ANSYS软件对双油面控制器内部流场进行模拟。研究发现，控制口压力对其性能影响较大；压力较低时，燃油从油面控制器钟形活门处流出的形式为“涌出”，较稳定；压力较高时，燃油流出形式为“喷出”，射流会顺势进入浮子腔，促使输油过程提前结束，严重降低结构性能。根据仿真获得的射流喷射轨迹，在上浮子摇臂上设计了挡板，阻止燃油进入浮子腔，使双油面控制器在全包线范围内均能有效拉开输油开始与结束的油面差。试验结果表明，优化后的双油面控制器带来的油面差是单油面控制器的数倍，高效解决了输油不平衡的问题。该油面控制器的优化设计可供其他机型推广。
2022, 54(4):678-687.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.04.015
摘要:
再入飞行器的动态稳定性是其任务成败的关键因素，因此有必要对新型类Starship飞行器大迎角动态特性进行深入研究。为辨识动导数，采用基于分区弹簧近似法动网格技术的非定常N-S方程求解器开展强迫振动的数值仿真。有限体积离散采用Roe格式及SST湍流模型，时间方向采用全隐式GMRES方法进行迭代求解。在高超声速弹道外形（Hyper ballistic shape，HBS）标模验证的基础上，获得了类Starship飞行器典型大迎角状态下不同飞行马赫数、重心位置、操纵面偏转角、迎角和减缩频率的俯仰动导数变化规律：典型状态下，俯仰动导数超声速时为负，亚声速时为正；随不同因素的变化，Ma=0.3和Ma=5.0时的俯仰动态特性差异明显；高速下操纵面上偏会导致阻尼减小，且后翼影响更显著。计算结果表明了本文方法在宽速域、大空域复杂外形飞行器动态特性辨识中的应用价值。
再入飞行器的动态稳定性是其任务成败的关键因素，因此有必要对新型类Starship飞行器大迎角动态特性进行深入研究。为辨识动导数，采用基于分区弹簧近似法动网格技术的非定常N-S方程求解器开展强迫振动的数值仿真。有限体积离散采用Roe格式及SST湍流模型，时间方向采用全隐式GMRES方法进行迭代求解。在高超声速弹道外形（Hyper ballistic shape，HBS）标模验证的基础上，获得了类Starship飞行器典型大迎角状态下不同飞行马赫数、重心位置、操纵面偏转角、迎角和减缩频率的俯仰动导数变化规律：典型状态下，俯仰动导数超声速时为负，亚声速时为正；随不同因素的变化，Ma=0.3和Ma=5.0时的俯仰动态特性差异明显；高速下操纵面上偏会导致阻尼减小，且后翼影响更显著。计算结果表明了本文方法在宽速域、大空域复杂外形飞行器动态特性辨识中的应用价值。
2022, 54(5):751-770.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.003
摘要:
航天器着陆缓冲机构是开展地外天体着陆探测的核心装置，其着陆性能直接关系到整个探测任务的成败。本文梳理并总结了现有航天器着陆缓冲机构的相关设计技术，重点介绍了航天器着陆缓冲方法、机构构型和地外小天体着陆/锚定机构，并对其优缺点和适用情况进行了总结分析。其次，针对各类着陆缓冲机构总结了动力学分析技术现状，对比了理论解析模型法、全机刚体仿真分析法、刚柔耦合仿真分析法、全机柔性仿真分析法和半主动控制仿真法等动力学分析方法的优劣。再次，论述了地面等效试验技术的研究进展，阐述了滑轮平衡法、斜坡模拟法和全机1/6尺寸模型法3种地面等效试验方法的主要特点。最后，结合未来深空探测需求，对航天器着陆技术存在的问题、及发展趋势进行了总结与展望。
航天器着陆缓冲机构是开展地外天体着陆探测的核心装置，其着陆性能直接关系到整个探测任务的成败。本文梳理并总结了现有航天器着陆缓冲机构的相关设计技术，重点介绍了航天器着陆缓冲方法、机构构型和地外小天体着陆/锚定机构，并对其优缺点和适用情况进行了总结分析。其次，针对各类着陆缓冲机构总结了动力学分析技术现状，对比了理论解析模型法、全机刚体仿真分析法、刚柔耦合仿真分析法、全机柔性仿真分析法和半主动控制仿真法等动力学分析方法的优劣。再次，论述了地面等效试验技术的研究进展，阐述了滑轮平衡法、斜坡模拟法和全机1/6尺寸模型法3种地面等效试验方法的主要特点。最后，结合未来深空探测需求，对航天器着陆技术存在的问题、及发展趋势进行了总结与展望。
2022, 54(6):995-1006.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.001
摘要:
变体飞行器在航空、航天和兵器等领域具有极为重要的应用前景。智能变形与飞行控制技术是包含众多学科和应用的综合性技术。首先归纳了变体飞行器的具体分类及特性，分析了变体飞行器的变形结构和智能材料发展状况，研究了变体飞行器的动力学建模与飞行控制技术，总结了变形技术在微小型飞行器、无人机、高超声速飞行器以及导弹等领域的应用现状，最后展望了全局高度仿生化和高速跨域化、结构与控制耦合影响机制、智能材料和变体结构驱动一体化等亟待突破的关键技术。
变体飞行器在航空、航天和兵器等领域具有极为重要的应用前景。智能变形与飞行控制技术是包含众多学科和应用的综合性技术。首先归纳了变体飞行器的具体分类及特性，分析了变体飞行器的变形结构和智能材料发展状况，研究了变体飞行器的动力学建模与飞行控制技术，总结了变形技术在微小型飞行器、无人机、高超声速飞行器以及导弹等领域的应用现状，最后展望了全局高度仿生化和高速跨域化、结构与控制耦合影响机制、智能材料和变体结构驱动一体化等亟待突破的关键技术。
2023, 55(2):217-225.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.006
摘要:
为消除发动机压气机引气中滑油蒸气污染座舱供气及对空气动压轴承运行的影响，改善某型运输机的座舱供气品质，提出用以动力涡轮驱动的离心压气机替代发动机压气机作为增压气源，在对空气循环系统的温控通路进行改进的基础上，形成了以离心压气机为增压气源的新环控系统。给出了新环控系统的性能计算方法，在飞行包线内对其性能进行了计算。计算结果表明，新环控系统的出口空气参数满足运输机对环控系统的要求，热天条件下新系统比原系统的发动机引气量至少节省10.3%，其他天气条件下，发动机引气使用量得到大幅节省，甚至超过60%。研究表明，新环控系统能够适应座舱热载荷的变化，合理使用发动机引气量，降低环控系统对发动机功率的消耗。
为消除发动机压气机引气中滑油蒸气污染座舱供气及对空气动压轴承运行的影响，改善某型运输机的座舱供气品质，提出用以动力涡轮驱动的离心压气机替代发动机压气机作为增压气源，在对空气循环系统的温控通路进行改进的基础上，形成了以离心压气机为增压气源的新环控系统。给出了新环控系统的性能计算方法，在飞行包线内对其性能进行了计算。计算结果表明，新环控系统的出口空气参数满足运输机对环控系统的要求，热天条件下新系统比原系统的发动机引气量至少节省10.3%，其他天气条件下，发动机引气使用量得到大幅节省，甚至超过60%。研究表明，新环控系统能够适应座舱热载荷的变化，合理使用发动机引气量，降低环控系统对发动机功率的消耗。
2023, 55(4):643-650.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.009
摘要:
基于研究鸟撞现象对压气机气动性能影响的目的，进行单级压气机的气动设计，分析了主要设计参数，并以此为基础，以原型转子叶片为模型进行鸟撞模拟，建立鸟撞损伤叶片模型。在周向上改变损伤叶片的数量生成不同的计算模型，进行全环的数值模拟，考察不同受损叶片数目对压气机气动性能的影响，分析流场细节，总结受损转子气动特性的变化规律。计算结果表明：受损叶片数量分别为1、2、3的压气机转子在设计转速下，气动性能和稳定性都有明显的下降，主要表现为最大效率工况的效率分别减小了1.37%、2.55%、3.57%，压比分别减小了0.19%、0.29%、0.40%，稳定工作的流量范围减小，稳定裕度分别相对减小了14.33%、25.69%、31.97%。
基于研究鸟撞现象对压气机气动性能影响的目的，进行单级压气机的气动设计，分析了主要设计参数，并以此为基础，以原型转子叶片为模型进行鸟撞模拟，建立鸟撞损伤叶片模型。在周向上改变损伤叶片的数量生成不同的计算模型，进行全环的数值模拟，考察不同受损叶片数目对压气机气动性能的影响，分析流场细节，总结受损转子气动特性的变化规律。计算结果表明：受损叶片数量分别为1、2、3的压气机转子在设计转速下，气动性能和稳定性都有明显的下降，主要表现为最大效率工况的效率分别减小了1.37%、2.55%、3.57%，压比分别减小了0.19%、0.29%、0.40%，稳定工作的流量范围减小，稳定裕度分别相对减小了14.33%、25.69%、31.97%。
2023, 55(5):798-807.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.05.006
摘要:
风洞实验通过在机翼表面布置传感器来测量相应位置的气动载荷，由于传感器布置数量有限，难以直接得到整个机翼全息气动载荷分布。本文采用机器学习方法通过有限传感器数据重构机翼表面全息气动载荷，并提出了利用仿真数据对传感器进行优化布置的方法。从计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）计算所得的机翼全息气动数据中选取有限位置数据模拟传感器实验数据，对比深度学习模型、高斯过程回归（Gaussian process regression， GPR）、支持向量回归（Support vector regression， SVR）与BP神经网络（Neural network， NN）对气动载荷的重构精度。通过评估由传感器数据重构的全息载荷精度对传感器布置方式进行优化设计。以M6机翼为例在给定的两个工况条件下验证本文所提出的方法。实验结果表明，GPR模型获得了最高气动载荷重构精度；给出了M6机翼在不同传感器总数下最优的截面数和单个截面布点数，最低传感器布置数下的最优布置方式，以及流场变化相对剧烈的前缘区域与展向截面的传感器布置方式。
风洞实验通过在机翼表面布置传感器来测量相应位置的气动载荷，由于传感器布置数量有限，难以直接得到整个机翼全息气动载荷分布。本文采用机器学习方法通过有限传感器数据重构机翼表面全息气动载荷，并提出了利用仿真数据对传感器进行优化布置的方法。从计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）计算所得的机翼全息气动数据中选取有限位置数据模拟传感器实验数据，对比深度学习模型、高斯过程回归（Gaussian process regression， GPR）、支持向量回归（Support vector regression， SVR）与BP神经网络（Neural network， NN）对气动载荷的重构精度。通过评估由传感器数据重构的全息载荷精度对传感器布置方式进行优化设计。以M6机翼为例在给定的两个工况条件下验证本文所提出的方法。实验结果表明，GPR模型获得了最高气动载荷重构精度；给出了M6机翼在不同传感器总数下最优的截面数和单个截面布点数，最低传感器布置数下的最优布置方式，以及流场变化相对剧烈的前缘区域与展向截面的传感器布置方式。
2023, 55(2):202-208.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.004
摘要:
为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程，空间离散采用二阶逆风Roe格式，时间推进方法采用隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。
为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程，空间离散采用二阶逆风Roe格式，时间推进方法采用隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。
2023, 55(2):193-201.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.003
摘要:
变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。
变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。
2023, 55(4):676-685.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.013
摘要:
数值模拟研究了Re=4×104时小迎角下表面局部振动激励对SD8020翼型气动特性的影响，从时均化和非定常流动两个方面分析了频率和幅值两个振动激励参数对于翼型分离和转捩特性的作用。结果表明，迎角2°和3°时局部振动激励能够有效对流场施加影响，促进层流分离泡结构的转变，改善翼型的气动性能。同时研究发现，振动频率在不同迎角下对翼型气动特性和流场结构的影响规律类似，频率f=32 Hz时气动性能提升最明显；而随着振动幅值的增加，层流分离泡长度减小且整体向前缘移动。进一步非定常分析表明，迎角2°和3°时流场在同一振动激励参数下表现出相似的非定常涡演化过程，弦向位置的压力脉动频率与振动激励频率一致，此时流场的非定常流动特征由振动激励主导。
数值模拟研究了Re=4×104时小迎角下表面局部振动激励对SD8020翼型气动特性的影响，从时均化和非定常流动两个方面分析了频率和幅值两个振动激励参数对于翼型分离和转捩特性的作用。结果表明，迎角2°和3°时局部振动激励能够有效对流场施加影响，促进层流分离泡结构的转变，改善翼型的气动性能。同时研究发现，振动频率在不同迎角下对翼型气动特性和流场结构的影响规律类似，频率f=32 Hz时气动性能提升最明显；而随着振动幅值的增加，层流分离泡长度减小且整体向前缘移动。进一步非定常分析表明，迎角2°和3°时流场在同一振动激励参数下表现出相似的非定常涡演化过程，弦向位置的压力脉动频率与振动激励频率一致，此时流场的非定常流动特征由振动激励主导。
2023, 55(2):186-192.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.002
摘要:
旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因，而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法，耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning，IFT）系统，可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入，进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律，由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后，根据相位选择相应拉杆作为调整器，根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略，得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性，结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平，有效提高了旋翼动平衡调整效率。
旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因，而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法，耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning，IFT）系统，可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入，进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律，由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后，根据相位选择相应拉杆作为调整器，根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略，得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性，结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平，有效提高了旋翼动平衡调整效率。
2023, 55(1):131-138.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.01.016
摘要:
通过对侧风作用下的飞机受力进行分析，建立了轮胎-道面相互作用理论模型，得到了侧风作用下两者相互作用的主要影响因素，并进一步基于有限元分析软件ABAQUS建立了侧偏轮胎-道面有限元模型，研究了轮胎不同侧偏角度以及跑道不同积水厚度等因素对于飞机轮胎与道面相互作用的影响规律变化情况。研究结果表明：飞机在跑道滑行时在侧风作用会产生偏离跑道中心线的趋势，道面对轮胎的侧偏力是影响飞机质心偏离跑道中心线距离的重要因素；轮胎侧偏角增大导致轮胎接地非对称性增强，轮胎迎水面的区域长度也呈逐步增大趋势；轮胎迎水面的动水压强呈非对称分布，动水压强较高的区域出现在轮胎的偏转侧，并且最大值接近于1 MPa，此时易出现滑水风险；而随着跑道道面水膜厚度的逐渐增加，道面相应的侧向摩擦因数也在减小，当水膜厚度达到机场运行管理规定中临界值13 mm时，道面摩擦因数仅为干道面时的一半，大大增加飞机偏出跑道风险。
通过对侧风作用下的飞机受力进行分析，建立了轮胎-道面相互作用理论模型，得到了侧风作用下两者相互作用的主要影响因素，并进一步基于有限元分析软件ABAQUS建立了侧偏轮胎-道面有限元模型，研究了轮胎不同侧偏角度以及跑道不同积水厚度等因素对于飞机轮胎与道面相互作用的影响规律变化情况。研究结果表明：飞机在跑道滑行时在侧风作用会产生偏离跑道中心线的趋势，道面对轮胎的侧偏力是影响飞机质心偏离跑道中心线距离的重要因素；轮胎侧偏角增大导致轮胎接地非对称性增强，轮胎迎水面的区域长度也呈逐步增大趋势；轮胎迎水面的动水压强呈非对称分布，动水压强较高的区域出现在轮胎的偏转侧，并且最大值接近于1 MPa，此时易出现滑水风险；而随着跑道道面水膜厚度的逐渐增加，道面相应的侧向摩擦因数也在减小，当水膜厚度达到机场运行管理规定中临界值13 mm时，道面摩擦因数仅为干道面时的一半，大大增加飞机偏出跑道风险。
2023, 55(2):282-290.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.014
摘要:
水滴平均体积直径（Mean volumetric diameter，MVD）和液态水含量（Liquid water content，LWC）是两个影响飞机结冰的重要气象参数，但在实际中难以准确测得，如果能够实时、准确地获取这两个参数可以为积冰预测和飞机适航认证标准的建立提供一些指导。文中提出了一种基于遗传算法优化神经网络的结冰气象参数预测模型。以不同测点组合的冰厚和结冰速率、环境温度、飞行速度和机翼迎角为输入参数，结冰气象参数MVD和LWC为输出参数，构建遗传算法优化的结冰气象参数预测模型，并通过预测模型对数值计算测试组数据和结冰风洞实验数据的结冰气象参数进行预测。结果表明，基于遗传算法优化Elman神经网络的预测模型对结冰气象参数的测试组预测相对误差在10%以内，实验数据相对误差在20%以内，该方法具有一定的可行性。
水滴平均体积直径（Mean volumetric diameter，MVD）和液态水含量（Liquid water content，LWC）是两个影响飞机结冰的重要气象参数，但在实际中难以准确测得，如果能够实时、准确地获取这两个参数可以为积冰预测和飞机适航认证标准的建立提供一些指导。文中提出了一种基于遗传算法优化神经网络的结冰气象参数预测模型。以不同测点组合的冰厚和结冰速率、环境温度、飞行速度和机翼迎角为输入参数，结冰气象参数MVD和LWC为输出参数，构建遗传算法优化的结冰气象参数预测模型，并通过预测模型对数值计算测试组数据和结冰风洞实验数据的结冰气象参数进行预测。结果表明，基于遗传算法优化Elman神经网络的预测模型对结冰气象参数的测试组预测相对误差在10%以内，实验数据相对误差在20%以内，该方法具有一定的可行性。
2023, 55(2):302-310.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.016
摘要:
当前，数值模拟作为研究飞机结冰的主要手段之一，在计算结冰冰形时会引入大量参数不确定性，并影响数值模拟的精度和可信度。发展不确定性量化方法，科学量化这种不确定性对评估数值模拟结果具有重要意义。针对传统参数不确定性量化方法难以解决高维输入到输出的问题，基于本征正交分解和误差反向传播神经网络，提出了一种结冰冰形预测代理模型。以水滴中值粒径和温度为例，验证了代理模型单输入参数和双输入参数情况下的精度和泛化能力。最后，在代理模型计算的冰形基础上，结合蒙特卡洛采样，利用2 σ ![]()
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当前，数值模拟作为研究飞机结冰的主要手段之一，在计算结冰冰形时会引入大量参数不确定性，并影响数值模拟的精度和可信度。发展不确定性量化方法，科学量化这种不确定性对评估数值模拟结果具有重要意义。针对传统参数不确定性量化方法难以解决高维输入到输出的问题，基于本征正交分解和误差反向传播神经网络，提出了一种结冰冰形预测代理模型。以水滴中值粒径和温度为例，验证了代理模型单输入参数和双输入参数情况下的精度和泛化能力。最后，在代理模型计算的冰形基础上，结合蒙特卡洛采样，利用
2023, 55(2):265-273.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.012
摘要:
过冷大水滴（Supercooled large droplet，SLD）结冰超出了常规防除冰系统的防护范围，是一种更为严重的结冰情形，极大地影响着飞行安全。在美国联邦航空管理局14 CFR 25.140条款中明确提到为保证飞机在SLD结冰条件下的安全运行，首先且必须要对SLD结冰气象环境进行探测。由于水滴破碎会改变水滴运动轨迹和表面撞击水分布，使水滴撞击极限变小，而水滴飞溅对结冰极限位置影响不大，因此本文通过研究大、小粒径水滴在飞机上收集范围不同的特点，提出一种可以满足SLD结冰适航符合性的结冰探测技术。该结冰探测技术采用常规结冰探测器，根据水滴收集范围将其布置于不同敏感结冰部位，可以实现全剖面飞行的结冰环境探测。
过冷大水滴（Supercooled large droplet，SLD）结冰超出了常规防除冰系统的防护范围，是一种更为严重的结冰情形，极大地影响着飞行安全。在美国联邦航空管理局14 CFR 25.140条款中明确提到为保证飞机在SLD结冰条件下的安全运行，首先且必须要对SLD结冰气象环境进行探测。由于水滴破碎会改变水滴运动轨迹和表面撞击水分布，使水滴撞击极限变小，而水滴飞溅对结冰极限位置影响不大，因此本文通过研究大、小粒径水滴在飞机上收集范围不同的特点，提出一种可以满足SLD结冰适航符合性的结冰探测技术。该结冰探测技术采用常规结冰探测器，根据水滴收集范围将其布置于不同敏感结冰部位，可以实现全剖面飞行的结冰环境探测。
2023, 55(2):241-248.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.009
摘要:
结冰导致飞机气动特性恶化，进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题，提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法，构建了机翼前缘结冰构型，并通过数值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型，进行升降舵倍脉冲操纵，进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值，在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配，获得了纵向短周期飞行模态特性参数，进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响，使得飞行品质降低，严重时可能导致飞行品质发生降级。
结冰导致飞机气动特性恶化，进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题，提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法，构建了机翼前缘结冰构型，并通过数值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型，进行升降舵倍脉冲操纵，进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值，在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配，获得了纵向短周期飞行模态特性参数，进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响，使得飞行品质降低，严重时可能导致飞行品质发生降级。
2023, 55(2):209-216.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.005
摘要:
在救生伞高速空投试验过程中，由于救生伞系统在做非均加速非定常运动的同时又受到假人姿态的影响，常规空投试验获取的开伞动载数据往往离散度较大，无法真实反映救生伞的开伞性能。本文针对救生伞的前置体影响特性，提出了一种采用增加稳定伞的方法对假人自由飞阶段的姿态进行控制，并对不同工况下假人运动过程进行了仿真分析，通过3种工况的空投试验验证研究假人姿态对开伞动载的影响，对开伞时间、开伞速度、开伞动载、假人角速度以及速度损失等试验数据的相关性进行了分析。研究表明假人姿态控制对开伞程序没有影响，与不控制假人姿态试验程序相比更接近于该型救生伞前置体的实际工况。从试验数据结果分析，假人姿态控制后可以改善开伞动载数据的离散性，提高开伞动载试验数据的真实性，最大开伞动载数据可以减小8.9%。
在救生伞高速空投试验过程中，由于救生伞系统在做非均加速非定常运动的同时又受到假人姿态的影响，常规空投试验获取的开伞动载数据往往离散度较大，无法真实反映救生伞的开伞性能。本文针对救生伞的前置体影响特性，提出了一种采用增加稳定伞的方法对假人自由飞阶段的姿态进行控制，并对不同工况下假人运动过程进行了仿真分析，通过3种工况的空投试验验证研究假人姿态对开伞动载的影响，对开伞时间、开伞速度、开伞动载、假人角速度以及速度损失等试验数据的相关性进行了分析。研究表明假人姿态控制对开伞程序没有影响，与不控制假人姿态试验程序相比更接近于该型救生伞前置体的实际工况。从试验数据结果分析，假人姿态控制后可以改善开伞动载数据的离散性，提高开伞动载试验数据的真实性，最大开伞动载数据可以减小8.9%。
2023, 55(4):634-642.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.008
摘要:
通过实验研究和数值模拟的方法探讨了热电制冷器（Thermoelectric cooler， TEC）的排布方式对机载电子设备冷却舱内空气自然对流特性的影响。结果表明：空气遇冷后，温度降低，密度变大，并以缓慢的速度开始下沉，其运动形式由变形运动逐渐过渡到旋转运动。在舱内顶部布置TECs更有利于流场的发展，但空气下沉到冷却舱底部时易产生振荡解，出现分岔流和二次流，流动进入混沌状态。通过6种设计案例的对比分析，给出了具有最小的温度不均匀系数和最低的平均空气温度的最佳机载电子设备冷却舱内TEC排布方式。
通过实验研究和数值模拟的方法探讨了热电制冷器（Thermoelectric cooler， TEC）的排布方式对机载电子设备冷却舱内空气自然对流特性的影响。结果表明：空气遇冷后，温度降低，密度变大，并以缓慢的速度开始下沉，其运动形式由变形运动逐渐过渡到旋转运动。在舱内顶部布置TECs更有利于流场的发展，但空气下沉到冷却舱底部时易产生振荡解，出现分岔流和二次流，流动进入混沌状态。通过6种设计案例的对比分析，给出了具有最小的温度不均匀系数和最低的平均空气温度的最佳机载电子设备冷却舱内TEC排布方式。
2023, 55(4):606-613.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.04.005
摘要:
为了探究不同遮挡偏距比双S弯排气系统的红外特性，试验研究了遮挡偏距比为55%和100%的双S弯二元排气系统的壁面温度分布和红外辐射特性，并与相应的基准轴对称排气系统进行了对比分析。结果表明： S弯喷管壁温整体要比基准轴对称喷管高约25%，第一S弯下游的上壁面附近存在局部高温区，提高S弯喷管遮挡偏距比后，温度梯度加剧，热应力集中。与基准轴对称排气系统相比，55%和100%遮挡偏距比双S弯二元排气系统均具有突出的红外抑制效果，正尾向（α=0°）红外辐射强度分别降低77.7%和79.3%。从温度和红外辐射强度综合评价，遮挡偏距比并非全遮挡最好，遮挡偏距比从55%提高到100%后，仅能有效抑制上方探测面α=5°和10°的红外辐射，而基本不会改变尾向其他探测方向的红外辐射，在工程设计时应权衡优化损失。
为了探究不同遮挡偏距比双S弯排气系统的红外特性，试验研究了遮挡偏距比为55%和100%的双S弯二元排气系统的壁面温度分布和红外辐射特性，并与相应的基准轴对称排气系统进行了对比分析。结果表明： S弯喷管壁温整体要比基准轴对称喷管高约25%，第一S弯下游的上壁面附近存在局部高温区，提高S弯喷管遮挡偏距比后，温度梯度加剧，热应力集中。与基准轴对称排气系统相比，55%和100%遮挡偏距比双S弯二元排气系统均具有突出的红外抑制效果，正尾向（α=0°）红外辐射强度分别降低77.7%和79.3%。从温度和红外辐射强度综合评价，遮挡偏距比并非全遮挡最好，遮挡偏距比从55%提高到100%后，仅能有效抑制上方探测面α=5°和10°的红外辐射，而基本不会改变尾向其他探测方向的红外辐射，在工程设计时应权衡优化损失。