针对国内某型飞机失速尾旋模拟训练需求,研制了某型飞机失速尾旋模拟训练系统。系统由多通道球幕视景系统、半实物仿真座舱以及操纵力控制加载系统等组成,采用分布式仿真技术,构建了逼真的人在回路模拟训练环境。针对失速尾旋仿真,对多源气动数据进行了综合处理,构建了大迎角非定常气动力模型,采用大载荷数字电动控制加载技术进行失速尾旋交变力和抖振特性仿真,实现了人在回路的失速尾旋模拟训练。

高精度可变形机翼气动弹性分析通常采用计算流体力学(CFD)方法计算非定常气动力,然而CFD计算量大、耗时多,不便于开展气动弹性分析。本文提出一种基于气动力降阶模型的柔性后缘可变形机翼气动弹性分析方法,在保证计算精度的同时,大幅提高气动弹性分析效率。基于带外输入的自回归气动降阶分析方法建立柔性后缘可变形机翼气动力状态空间模型,与结构状态空间模型相耦合,得到整个柔性后缘可变形机翼气动弹性系统的状态空间模型,用于计算柔性后缘可变形机翼的颤振特性和阵风响应。研究结果表明,随着后缘偏角的增大,颤振马赫数相比无偏角情况有一定的提高。

深度喘振是压气机运行过程中最为恶劣的、极具破坏性的流动失稳现象,与压气机部件性能以及系统特性紧密相关。本文通过在压气机上下游采用特斯拉阀以改变系统特性,对比分析了不同特斯拉阀方案对深度喘振的影响规律和机理。研究结果表明,特斯拉阀位置不同对压气机深度喘振特性的影响不一样压气机下游采用特斯拉阀延长了深度喘振中充放气时间,降低了深度喘振频率同时增大了喘振圈大小;而上游采用特斯拉阀可贮存高温压缩流体,提升进口总温从而使压气机折合转速降低,进而降低压气机最大压升,减小了叶轮所受最大非定常轴向气动力和喘振圈的大小,有效控制了喘振强度。

当迎角较大时,小展弦比飞翼布局飞机产生了滚转方向的极限环振荡。为仿真该试验现象,文章通过建立相应的非线性气动力模型,准确描述了非定常气动力,进而以刚体运动方程模拟了风洞自由滚转试验过程。相较于传统线性化气动导数模型,该气动力模型表现出更高的建模精度,成功复现了该机的滚转自激振荡现象,展现出在大迎角非定常气动力建模方面的独特效果。最终仿真结果表明,滚转自激振荡是正负阻尼与静稳定性共同作用的结果。

为研究高性能战斗机在大迎角机动飞行时复杂的非定常流动现象和运动-控制耦合现象,研制了三自由度风洞虚拟飞行试验系统,开展了类F-16飞行器模型风洞虚拟飞行试验。在小迎角试验中完成模型短周期运动模态模拟和控制律验证,在大迎角试验中测量到俯仰运动失稳现象,在负迎角试验中测量到横航向耦合失稳现象。研究表明:在横航向耦合失稳时,采用副翼增稳滚转通道难以恢复横航向稳定性,且可能发生运动-控制耦合振荡,而通过升降舵机动改变迎角可有效恢复横航向稳定性。

本文给复展向吹气控制飞行器正弦俯仰振荡的气动力迟滞环。

近年来,非定常气动力引起的飞行失控在造成民机空难事故诸因素中名列前茅,已经成为困扰国际民用航空运输发展的一个聚焦点.大气飞行气动力环境本质上是非定常的,而迄今飞机均按定常空气动力学和线性飞行力学原理设计,这就决定了现有民机在真实飞行中必然存在飞行失控之类的安全缺陷.简要介绍近年来国内外飞行失控造成民机发生重大飞行事故的情况,着重阐述采用非定常气动力和非线性飞行力学高新技术减少飞行失控、改进现役民机飞行安全性的研究思路和主要技术途径,旨在推动我国尽快实现减少民机空难事故这一重大目标.