非定常自由来流对飞机过失速机动特性的影响研究

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翼型低速动态气动特性的实验技术研究

翼型低速动态气动特性的实验技术研究张理想;解亚军【摘要】飞行器超过失速迎角后,其动态失速气动特性与静态气动特性迥然不同.为了分析飞行器失速后的非定常气动特性,文中设计了一种翼型低速动态测压实验方法,通过改变翼型的振幅和振动频率,研究了翼型俯仰、沉浮振动的非定常气动特性,分析了各种因素对动态失速特性的影响.俯仰运动时,翼型升力随振动频率的增加而增大,失速延迟.在沉浮运动中,当频率较小时,翼型的升力和失速迎角受振幅的影响较为明显.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2010(030)005【总页数】3页(P140-142)【关键词】翼型;气动特性;动态失速;俯仰运动;沉浮振动【作者】张理想;解亚军【作者单位】西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072;西北工业大学翼型叶栅国防重点实验室,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V211.240 引言由于物体动态运动的非定常特性,尤其是飞行器超过失速迎角后,其动态失速的气动特性与静态相比迥然不同。

它对飞行器的高机动飞行,操稳控制,结构强度和刚度,乃至使用寿命都有很大的影响。

文中通过运用非定常动态压力测量方法,研究了模型作俯仰运动、沉浮运动时的非定常动态气动特性,深入理解并分析了各种因素对动态失速特性的影响。

1 实验设备和模型1)风洞。

实验是在西北工业大学翼型研究中心的NF-3风洞二元实验段进行的,该实验段截面为高1.6m、宽3m 的矩形,长8 m,收缩比为20,最大风速130m/s,气流的紊流度为0.045%。

2)模型。

实验模型为NACA0012模型,为钢木混合结构,弦长0.6m,展长1.6m。

在模型展长中段上下表面沿弦向一共布20个动态测压传感器,在其上端200mm处的上下表面布置 54个静态测压孔。

模型通过滚珠轴承把转轴支撑在上下洞壁上,在驱动系统的驱动下,可以自由的作正弦振动和沉浮运动。

3)模型驱动系统。

模型的驱动系统共包括如下几个部分:直流电动机、减速器、飞轮、偏心轮、联杆和直流电源等,如图1所示。

空化水动力学非定常特性研究进展及展望

关键词空化, 水动力学, 空泡流, 附着型空化, 空化模型
中图分类号: O352 文献标识码: A
DOI: 10.6052/1000-0992-17-012
收稿日期:2017-05-18; 录用日期: 2018-04-03; 在线出版日期: 2018-05-06 † E-mail: jibin@
力学进展, 2019 年, 第 49 卷 : 201906
空化水动力学非定常特性研究进展及展望
季斌 1,† 程怀玉 1 黄彪 2 罗先武科学国家重点实验室, 武汉 430072 2 北京理工大学机械与车辆学院, 北京 100081
3 清华大学水沙科学与水利水电工程国家重点实验室, 北京 100084 4 中国船舶科学研究中心船舶振动噪声重点实验室, 江苏无锡 214082
按空化的流动特性划分. 按照空化流动性质, 可以将空化分为游移空化、固定空化、旋涡空化和振荡空化. 游移空化主要由单个小空泡构成, 会随着液体一起向下游运动, 如图 1(a) 所示. 在运动的过程中, 往往伴随着扩展、收缩、溃灭等过程. 固定空化的位置则比较确定, 一般会依附于绕流固体表面. 其长度与当地的压力关系较为紧密, 压力越小, 长度越大. 旋涡空化主要发生在旋涡内部的强剪切区域, 如螺旋桨的梢涡. 由于旋涡结构的离心作用, 会在涡心处形成低压区域, 当其压力低于饱和蒸汽压时, 即会诱发旋涡空化. 这类空化可以发生于任何具有足够强的剪切力使得当地压力
需要注意的是, 由于目前对空化的认识尚不全面, 对其分类也比较混乱, 大体有以下几种分类方式: 产生空化的原因、空化的流动特性和空化的发展阶段等.
按空化产生的原因划分. 根据空化产生的主要因素, 可以将空化分为水力空化、振荡性空化、声致空化、光致空化及非相变型空化 (潘森森和彭晓星 2013). 本文前述的空化定义严格而言指的就是水力空化, 因其在日常生活中最为广泛、流动机理最为复杂, 一般可以将空化理解为水力空化. 振荡型空化是指由于持续的高频高幅压力脉动引起的空化, 如柴油机汽缸冷却套管的水中空化; 声致空化指的是由多个声传感器或声波发生器发出的声束聚焦、形成驻波而激发的空化现象, 如超声空化; 光致空化与声致空化类似, 是由于激光能量集中而激发的空化现象; 非相变空化本质上并不是空化现象, 该流动中的气泡长大、缩小主要是由于外界压力的变化导致其内部不可凝结气体的膨胀、收缩或者由于水中游离气体的扩散溶解. 在气泡的长大缩小过程中, 存在少量的相变过程, 但并不是主导因素, 因此也称为 “伪空化”, 如通气空化等.

非定常条件下大迎角机动控制

非定常条件下大迎角机动控制叶辉;吴庆宪;陈谋【摘要】针对推力矢量飞机在非定常气动影响下的机动控制问题，提出一种大迎角俯仰机动的控制器设计方案。

采用干扰观测器方法对机动过程中的非定常俯仰力和力矩进行估计，并在控制端进行俯仰力矩补偿以及适当的升力补偿，建立了统一参数下飞机线性参变（ LPV）模型和外部干扰LPV模型，并基于LPV模型设计了标称控制器和干扰观测器。

从大迎角机动仿真中可以看出，控制系统能够控制迎角较好地跟踪输入指令，同时对机动过程中存在的非定常干扰能进行有效地抑制。

仿真结果表明利用干扰观测器的方法较其他方法具有更好的控制性能。

%This paper presents a flight control scheme for the aircraft with thrust vectoring to perform the pitch maneuver at high angle of attack under unsteady aerodynamic condition. The scheme employs a disturbance observer to estimate the unsteady aerodynamic disturbances emerging in maneuvers. Complete pitching moment compensation and proper lift amendment are added to the control signals. In order to design the nominal controller and the disturbance observer, linear parameter varying ( LPV ) models of the aircraft and external disturbances with identical scheduling parameters are established. Maneuvers simulations show that the proposed method has excellent track to the command and effective rejection to the unsteady aerodynamic disturbance.【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》【年(卷),期】2016(048)004【总页数】7页(P84-90)【关键词】机动飞行控制;大迎角;非定常气动力;干扰观测器;线性参变系统【作者】叶辉;吴庆宪;陈谋【作者单位】南京航空航天大学自动化学院，210016南京; 江苏省物联网与控制技术重点实验室南京航空航天大学，210016南京;南京航空航天大学自动化学院，210016南京; 江苏省物联网与控制技术重点实验室南京航空航天大学，210016南京;南京航空航天大学自动化学院，210016南京; 江苏省物联网与控制技术重点实验室南京航空航天大学，210016南京【正文语种】中文【中图分类】V249.1;TP273借助于推力矢量技术和先进的气动布局，现代战机普遍具备大迎角下机动的能力.然而，当飞机大迎角机动时，由于气流分离使得气动力呈现高度非线性，尤其会呈现出非定常迟滞特性，飞行运动将产生明显的气动超调量和气动力时间滞后响应[1].如何消除大迎角机动中的非定常气动的影响，具有重要的实际意义.国内外学者[2-3]针对非定常现象的建模进行了深入的研究，然而对于非定常气动对大迎角机动中飞行动力学的影响以及机动过程中控制器如何抑制和消除此类影响还需进一步考虑.文献[4]针对非定常气动对于飞行动力学的影响进行了分析. 文献[5]在飞控系统设计时考虑了非定常气动力的抑制问题.为有效抑制机动飞行条件下的非定常气动影响，本文提出利用干扰观测器的方法来对非定常气动干扰进行观测和补偿，并进行了机动控制器设计.干扰观测器方法具有设计灵活、能充分利用干扰的已知信息等优点，且有较为成熟的理论和应用[6-7].为了结合干扰观测器进行机动控制器的设计，本文将飞机模型和非定常气动模型统一描述成以期望迎角为参数的LPV形式.LPV模型在飞行器控制中有较多应用[8].相比于其他方法，本文中采用此类模型能够有效描述飞机大迎角时的非线性特性，同时又具有线性系统的形式[9]，便于控制器设计.飞机的纵向大迎角机动属于短周期运动，控制的目的在于对姿态量进行有效控制，而对于飞行速度只需要保持在一定水平.本文所设计的机动控制器结构如图1所示，整个控制器分为快回路和慢回路两个部分，在慢回路中依靠推力控制使得飞机机动过程中保持一定速度，而快回路中指令的跟踪控制是设计工作的重点，需要满足以下要求：1)对迎角指令进行有效跟踪；2)对非定常气动干扰进行有效抑制.图1中V为飞行速度，α为迎角，q为俯仰角速度，δT为发动机油门，T为发动机推力. 1.1 指令滤波器飞机机动过程中，控制系统的性能需要满足文献[10]中规定的飞行品质要求.对于纵向短周期机动，驾驶杆输入指令与飞机响应值之间的等效系统模型为式中：ylong为纵向机动控制量；δst ick为驾驶杆输入；ζsp、ωsp分别为等效阻尼比和自然频率，满足ωsp≈0.03Veq,0.35≤ζsp≤1.3;Veq为等效空速.控制系统通过在驾驶杆输入端添加前置指令滤波器，可以生成满足飞行品质要求的参考指令.大迎角机动中纵向通道的驾驶杆输入为期望迎角指令s，经指令滤波器后，输出参考迎角指令进入内环控制系统.1.2 慢回路控制器慢回路控制器的作用是在进行飞机姿态调整时保持恒定飞行速度，同时兼顾航迹控制.大迎角机动过程中舵面偏转信号用来控制飞机姿态，因而飞行速度则主要依靠调节发动机推力调节.这里采用文献[11]中的飞行/推进耦合器方案来进行速度回路的控制，控制律中引入迎角反馈以减小迎角改变引起的速度变化，具体控制律为式中：δT为发动机油门；、V分别为期望速度和实际速度；、α分别为期望迎角和实际迎角；KV、Kα、Ks2分别为速度、迎角以及积分系数.1.3 快回路控制器快回路控制器由LPV控制器和动态配平补偿器组成.飞机在大迎角机动中通常处于动态配平状态，因此传统的围绕静态平衡点进行线性化获得的单一线性模型不能很好地近似大迎角机动过程中的飞行动力学.由于迎角变化范围较大，此时飞行运动方程的非线性特性必须加以考虑.动态配平补偿器的作用是根据期望迎角指令求解动态配平点，并将解得的配平输入值引入控制端进行偏置补偿，从而将期望指令的跟踪问题转化为误差系统的镇定问题.通过状态变换方法[12]，将纵向快回路非线性动力学方程近似成以下LPV形式: 式中:ω∈R2为快回路误差状态;δ∈R2为误差输入;θ为调度参数;d1、d2分别为非定常升力和俯仰力矩干扰;d3为附加干扰;A(θ)、B(θ)、B1(θ)、B2(θ)分别为随参数θ变化的相应维数的矩阵.首先对不包含干扰的标称LPV误差系统进行镇定控制器设计，使之具有良好的动态性能和鲁棒特性.同时，在控制器设计时通过施加幅值约束来保证多个控制输入能够较好地进行分配.考虑到迎角等信号在实际测量中存在误差，采用观测器或滤波器对快回路状态量进行估计.1.4 非定常干扰观测器非定常干扰观测器的作用是对非定常气动干扰进行观测和补偿，包括基于LPV模型的干扰观测器和干扰补偿器.依据动力学建模的思想，可将非定常气动迟滞现象用一阶微分方程的形式来表示.将系统(2)中的非定常气动干扰和附加干扰综合成外部干扰d，其模型可由以下LPV系统表示：式中:T;N=I;M(θ)为参数依赖的相应维数的矩阵;θ为与飞机LPV模型相同的调度参数.基于建立的外部LPV干扰模型，设计干扰观测器对系统(2)中的干扰信号进行观测，并在控制端进行补偿.非定常俯仰力矩干扰对于机动过程有较大影响，由于其处于力矩通道内，可使用控制力矩全部抵消；而非定常升力处于升力通道内，对于采用鸭式布局的推力矢量飞机来说，利用前、后舵面偏转所产生的直接力不能完全提供补偿，然而由于其对于机动过程影响较小，因此这里采用部分补偿的方式来对机动过程进行适当修正.飞机在大迎角机动过程中的动态特性随着动态平衡点的迁移而变化.在动态配平中，将速度和推力等慢变量当作已知量，则动态平衡点由迎角信号唯一确定，可将快回路动力学方程转化成以迎角信号为调度参数的LPV系统.同时机动过程中的非定常气动力也可表示成以迎角信号为调度参数的LPV系统，将控制对象统一成同一种形式有利于控制器的设计.2.1 飞机的LPV模型考虑纵向快回路非线性飞行动力学方程：式中:α为迎角；q为俯仰角速度；V为飞行速度；γ为航迹倾斜角；M为飞机质量；Iy为绕y轴的转动惯量；g为重力加速度；Tx、Tz分别为x轴和z轴方向的推力；L为总升力；m、mT分别为总气动俯仰力矩和由推力矢量产生的俯仰力矩.在考虑非定常的情况下，总气动力和力矩表示为定常项与非定常项之和，即这里首先在定常情况下建立标称误差系统的LPV模型.假定速度V和航迹倾斜角γ为已知量，并将飞机的迎角信号α分解为快变部分和慢变部分，即式中：慢变部分为飞机的期望迎角，作为系统的调度变量；而快变部分为实际迎角与期望迎角的差值，作为误差系统的状态变量.由于机动过程中飞机始终处于动态平衡点周围，此时飞机的实际迎角α近似等于期望迎角，即≈0，可得到如下近似: 对于定常升力和俯仰力矩，采用线性叠加气动导数模型，并使用冻结系数法，可得：式中：CL0、CLα、CLq、CLδc分别为零升力系数、迎角升力导数、俯仰角速度升力导数、鸭翼升力导数；Cm0、Cmα、Cmq、Cmδc分别为零升俯仰力矩系数、俯仰静稳定性导数、俯仰阻尼导数、俯仰操纵导数；ρV2为动压；ρ为空气密度；S为机翼参考面积；c为机翼平均几何弦长；δc为鸭翼偏转角.飞机推力矢量产生的力和力矩可表示为：式中:T为发动机推力；δz为推力矢量偏转角；xT为推力矢量喷嘴到飞机质心之间的距离.将式(6)～(8)代入到式(4)中，可以将非线性动力学方程化为以下形式:其中现设计动态配平补偿器，根据动态配平以及舵面分配条件，同时令式(9)左边为零，可得:式中:kc、kz分别为舵面分配系数.式(10)为包含未知量α,q,δc,δz的线性方程组，当给定后，可通过求解得到动态平衡点的配平输入值和状态值：一方面动态配平补偿器按照式(11)进行设计，另一方面，由于)为的可导函数，对其求时间t的导数可得通过令，可得误差系统的方程为将式(12)代入系统(13)，可得到纵向快回路系统的LPV形式为注式(14)表示的LPV模型中最后一项为参数动态项，这样处理的目的是为了更精确地描述原方程的非线性特性，使得模型更为可靠.文献[13]中也考虑了这一动态项，并采用状态变换法将其变换为与内部状态有关的准LPV项，而在本文中通过式(5)的处理，可将非线性模型转化为以快变误差信号为状态量，以慢变期望信号为外部调度量的LPV模型，此时参数动态项只与调度信号有关.在控制器设计时，将参数动态项当作附加干扰处理，即令图2给出了一组典型条件下的)和的曲线，在控制器设计时可通过查表或拟合等方式获得相应曲线.2.2 干扰的LPV模型系统(2)中的外部干扰包括非定常气动干扰和附加干扰，需要分别进行建模，并统一表示成式(3)所示的复合干扰模型.非定常气迟滞现象是由于流场条件变化而产生的，因而非定常气动力表现为时间的函数.在对其进行建模时，通用的方法是采用一阶线性或非线性微分方程的形式进行表征.文献[14]在进行纵向非定常气动力建模研究时，将其表示为以下形式的参数依赖的一阶微分方程:式中:CL,unsteady、Cm,unsteady分别为非定常气动力和力矩系数；bL(α)、aL(α)、bm(α)、am(α)分别为依赖于迎角的模型参数.文献[15]给出了一组非定常升力和俯仰力矩模型参数，如图3所示.模型(15)具有参数为迎角信号α的LPV系统的形式，为了与建立的飞机模型(14)具有统一的调度参数，将模型中实际迎角信号α用期望迎角替换，并分别将非定常升力和俯仰力矩系数记为d1和d2，则对式(2)有进一步建立附加干扰d3的模型，根据指令滤波器(1)可以将d3的模型近似为将非定常干扰模型和附加干扰模型联立，可表示成式(3)中的LPV模型形式，其中参数为经过以上处理，干扰模型和飞机模型具有统一调度参数，便于在统一框架下设计控制器和干扰观测器.由于LPV模型具有微分包含的结构，对模型的精确性依赖较小，因此基于LPV模型设计干扰观测器相比直接基于非线性系统具有较强的鲁棒性.干扰观测器方法具有高增益观测器分离原理的优点，即允许把设计过程分解为两个步骤，首先设计一个状态反馈控制器，以稳定标称系统并满足性能设计要求，再使用干扰观测器对系统中的干扰进行观测，并在控制端加以补偿.由于系统模型和干扰模型都是LPV形式，因此在设计中将相应定理扩展至LPV系统.首先，针对以下标称LPV系统为设计状态反馈控制器δ1=Kω.假设参数θ属于紧集Ω，给定σK>0，如果对于所有θ∈Ω，存在对称正定矩阵Q和矩阵Y，使得则控制矩阵可设计为K=YQ-1，使得闭环系统是渐进稳定，设计参数σK的作用是保证系统有较快的收敛特性.另外，为使得控制舵面偏转较小，应用以下输入有界条件:式中δmax为最大舵面偏转值.同时考虑到迎角信号在测量中存在误差，在控制器实施时采用其估计值代替测量值，即.其次，针对由外部系统(3)产生的干扰信号，可设计以下形式的干扰观测器：当给定σL>0，如果对于所有θ∈Ω，存在对称正定矩阵P和矩阵X，使得则观测器增益L可设计为L=P-1X.为了保证观测器尽快收敛，需要设计较大衰减率σL.注对式(17)和式(19)的求解可采用网格法[16]或凸包法[17]，将无穷个不等式转化为有限个.若所观测干扰和系统输入满足匹配条件，可直接在输入端进行补偿.在实际工程中，为了保证系统的输入在合理范围内，干扰信号需要乘以适当的系数矩阵F:将所设计的控制器方案应用于非定常气动条件下，飞机的大迎角俯仰机动过程，并通过仿真对控制效果进行验证.仿真中飞机的模型选用X-31，具备推力矢量装置和鸭式布局，采用文献[15]中给出的模型来反映非定常迟滞现象.飞机的指令为图4中实线所示的方波信号，命令飞机作迎角50°快速上仰和下俯机动.指令滤波器设计参数选择为：ωsp=2,ζsp=0.75，图4中虚线为经滤波后的指令信号.首先进行标称控制器的设计，将飞机模型化简为式(3)中的LPV形式，并采用式(17)进行控制矩阵K的计算.在进行线性矩阵不等式计算时采用网格法，将0°～80°的迎角空间按5°间隔取17个节点进行计算，即同时满足17个线性矩阵不等式.设计参数σK和计算结果如下：标称控制器作用下的系统响应曲线如图5所示，从图5中可以看出，在不存在非定常气动影响的情况下，标称控制器能够较好地控制飞机完成上仰和下俯机动；当存在非定常气动力时，飞机的上仰机动过程出现振荡和超调，但是非定常气动力对飞机下俯过程的影响则不明显.因此，采用干扰观测器对非定常气动干扰进行观测和补偿是十分必要的.进一步进行干扰观测器和补偿器设计，针对近似的外部干扰模型(3)，设计如式(18)所示的干扰观测器，并采用式(19)获得观测器增益L，在计算过程中选取与上述相同的节点，设计参数σL和计算结果如下：当观测出非定常干扰2和附加干扰3后，采用式(20)进行控制端的补偿.由于产生的直接力有限，为了防止产生较大的补偿输入，需要设计适当的系数矩阵F在力矩补偿和升力补偿之间进行协调.通过观测值补偿后，飞机机动的迎角响应曲线如图6(a)所示，可以看出，干扰所产生的超调和振荡基本被消除.图6(b)～6(d)显示干扰观测器既能够对非定常气动干扰以及附加干扰进行观测.为了进行对比，针对LPV系统(3)采用H方法进行非定常条件下飞行控制器的设计，仿真结果如图7所示.从图7中的迎角响应曲线可以看出，H控制器能够控制飞机完成机动，并且对非定常干扰进行有效抑制.当相比于干扰观测器方法，H控制器对于上仰机动的响应较慢，同时由于采用高增益反馈使得舵面容易产生饱和.1)通过设计干扰观测器，能够有效地对大迎角机动中非定常力矩干扰进行观测和补偿.由于干扰观测器具有分离特性，因此可对其独立设计，工程应用较为灵活.2)通过将飞机模型和干扰模型转化为LPV形式，便于统一设计标称控制器和干扰观测器.干扰观测器方法能够充分利用干扰的已知的模型信息，因而相比于H等干扰抑制方法，其具有控制代价小的优点.吴庆宪(1955—)，男，教授，博士生导师;【相关文献】[1] 龚正. 先进飞行器非定常气动力建模、控制律设计及验证方法研究[D]. 南京：南京航空航天大学，2011.[2] GOMAN M, KHRABROV A. State-space representation of aerodynamic characteristics of an aircraft at high angles of attack[J]. Journal of Aircraft, 1994, 31(5): 1109-1115.[3] 王峥华, 史志伟. 基于状态空间法的横航向非定常气动力建模[J]. 飞行力学, 2010, 28(6): 16-20.[4] 史志伟, 尹江辉, 明晓. 非定常自由来流对飞机过失速机动特性的影响[J]. 空气动力学学报, 2008, 26(4): 486-491.[5] 朱恩, 郭锁凤. 在动态逆飞控系统中处理非定常气动力的方法[J]. 南京航空航天大学学报, 1998, 30(5): 584-587.[6] CHEN Mou, CHEN Wenhua. Disturbance-observer-based robust control for time delay uncertain systems[J]. International Journal of Control, Automation and Systems, 2010, 8(2): 445-453.[7] 孙兆伟, 邬树楠, 李晖. 带有干扰观测器的凝视航天器姿态变结构控制[J]. 哈尔滨工业大学学报, 2010, 42(9): 1374-1378, 1417.[8] 马清亮, 郑建飞, 蔡宗平, 等. 空间飞行器大角度姿态机动混合H2/H∞控制[J]. 哈尔滨工业大学学报, 2012, 44(11): 105-111.[9] SCHERER C. Control of linear parameter varying systems with applications[M]. Berlin: Springer, 2012.[10]Military standard. Flying qualities of piloted vehicles: MIL-STD-1797A[S].Washington,DC: Department of Defense, 1990.[11]申功璋, 高金源, 张津. 飞机综合控制与飞行管理[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2008.[12]TOTH R. Modeling and identification of linear parameter-varying systems[M]. Heidelberg: Springer, 2010.[13]PARAGEORGIOU G, GLOVER K, D′MELLO G, et al. Development of a "reliable" LPV model for the longitudinal dynamics of DERA′s VAAC Harrier[C]//AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Denver: AIAA, 2000: 4459.[14]MURPHY P C, KLEIN V, SZYBA N M. Progressive aerodynamic model identification from dynamic water tunnel test of the F-16XL aircraft[C]//AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit. Rhode Island: AIAA, 2004: 5277.[15]KLEIN V, MURPHY P C. Estimation of aircraft nonlinear unsteady parameters from wind tunnel data: NASA TM-1998-208969[R]. Hampton: NASA Langley Research Center, 1998.[16]RUGH W J, SHAMMA J S. Research on gain scheduling[J]. Automatic, 2000, 36(10): 1401-1425.[17]ANSTETT F, MILLERIOUX G, BLOCH G. Polytopic observer design for LPV systems based on minimal convex polytope finding[J]. Journal of Algorithms & Computational Technology, 2009, 3(1): 23-43.。

空气动力学

空气动力学崔尔杰*(中国航天科技集团第701研究所)本文简要回顾空气动力学发展的历史及其在航空航天飞行器研制中的作用，对现代空气动力学新的发展趋势和新一代航天飞行器研制中可能遇到的关键气动力问题进行探讨和分析，并对今后发展提出看法。

一、空气动力学与航空航天飞行器发展空气动力学是研究空气和其他气体的运动规律以及运动物体与空气相互作用的科学，它是航空航天最重要的科学技术基础之一。

1．空气动力学推动20世纪航空航天事业的发展1903年莱特兄弟研制成功世界上第一架带动力飞机，实现了人类向往已久的飞行梦想。

为了研制这架飞机，他们进行过多次滑翔试验，还为此建造了一座试验段为0.01m 2的小型风洞。

正是这些努力，加上综合运用早期的空气动力学知识，最终获得了成功。

20世纪初，建立在理想流体基础上的环量和升力理论以及普朗特提出的边界层理论奠定了低速飞机设计基础，使重于空气的飞行器成为现实。

40年代中期至50年代，可压缩气体动力学理论的迅速发展，以及对超声速流中激波性质的理论研究，特别是跨音速面积积律的发现和后掠翼新概念的提出，帮助人们突破“音障”，实现了跨音速和超音速飞行。

50年代中期，美、苏等国研制成功性能优越的第一代喷气战斗机，如美国的F-86、F-100，苏联的米格-15、米格-19等。

50年代以后，进入超音速空气动力学发展的新时期，第二代性能更为先进的战斗机陆续投入使用，如美国的的F-4、F-104，苏联的米格-21、米格-23，法国的幻影-3等。

1957年苏联发射第一颗地球人造卫星和1961年第一艘载人飞船“东方号”升空，被认为是空间时代的开始。

美、苏两国在战略导弹和航天器发展方面的激烈角逐，促使超音速和高超音速空气动力学得到迅速发展。

两个超级大国都投入巨大力量，致力于发展地面模拟设备，开邻近高超出音速空气动力学和空气热力学的研究。

航天方面的研究重点放在如何克服由于高超音速飞行和再入大气层，严重气动加热所引起的“热障”问题上在钱学森先生倡导下诞生了一门新的学科，即物理力学，为航天器重返大气层奠定了科学基础。

JL8飞机失速尾旋飞行试验研究

JL8飞机失速尾旋飞行试验研究
李雪琴;宫西卿;贾晓鹏;吕玉虎
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】2001(19)2
【摘要】叙述了 JL8飞机失速尾旋试飞状态、试飞方法和试飞结果。

试飞结果表明 ,JL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。

其正飞尾旋获得了三种模态 ,即“落叶飘”型非定常尾旋、非定常陡振荡尾旋和左均匀平尾旋 ;倒飞尾旋呈不稳定型态。

而且各种尾旋都能成功地改出。

另外 ,还评价了误操纵对失速和尾旋的影响。

可供飞机大迎角和失速、尾旋特性研究人员参考。

【总页数】5页(P57-61)
【关键词】失速;尾旋;飞行试验;JL8飞机;试飞方法;大迎角特性;不稳定型态;尾旋模态
【作者】李雪琴;宫西卿;贾晓鹏;吕玉虎
【作者单位】中国飞行试验研究院飞机所
【正文语种】中文
【中图分类】V212.1;V217
【相关文献】
1.飞机失速/尾旋特性飞行仿真方法研究 [J], 齐万涛;李伟;吕新波
2.某型飞机模型失速/尾旋飞行试验技术 [J], 何红丽;杨廷梧;左益宏;宋永利;张兴国
3.飞机失速/尾旋特性的预测和试验研究 [J], 李树有;王启;张培田
4.现代飞机失速／过失速／尾旋飞行试验技术 [J], 李树有
5.M_ИΓ──21型飞机失速／尾旋飞行试验 [J], 李中华
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民机--相关非定常气动力问题研究_伍开元

第17卷　第2期流体力学实验与测量V ol.17,N o.2 2003年06月Experiments and Measurements in F luid MechanicsJun.,2003　文章编号:100723124(2003)022*******民机空难相关非定常气动力问题研究伍开元(中国空气动力研究与发展中心总体技术部,四川绵阳　621000) 摘要: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。

关键词:民用飞机;飞行安全;空气动力学;飞行力学中图分类号:V211;V212;V412 文献标识码:AΞU nsteady aerodynamics in fatal accidentsWU K ai 2yuan(China Aerodynamics Research &Development Center ,Mianyang 621000,China ) Abstract :Loss of control in flight caused by unsteady aerodynamics has become the m ost influential one in many factors resulted in the fatal accidents in recent years ,and a new spotlight affecting the development of civil aeronautic communications in the w orld.Aerodynamic environment in nature is essentially unsteady ,and all kinds of civil aircraft are designed on the basis of the principles in steady aerodynamics and linear flight me 2chanics up to now ,s o there must be s ome safety problems such as loss of control in flight in actual flight of civil airplanes.The statistics and classification about crash events in the field of international civil aeronautics for several years are given in this paper.Further ,the main research thinking and technical way to im prove the performance and safety of civil airplane are presented for the official research in future ,and for the final g oal to eliminate severe crash events in flight by use of High 2T ech developed in unsteady aerodynamics and nonlinear flight mechanics. K ey w ords :civil airplane ;flight safety ;aerodynamics ;flight mechanics0　引　言 2002年,国航波音767飞机在韩国釜山机场发生“4.15”空难后不久,北航麦道82客机又在大连海域遭遇“5.7”空难。

各式飞机特技及对飞机所要求的技术

一马赫即一倍音速,马赫的大约速度换算相当於340.3 m/s突破音速被称作突破“音障”；飞行速度提高到马赫数大于3之后，克服了高速带来的高热问题，被称为突破“热障”；如果成功的超越了失速迎角，也就突破了“失速障”。

未来空战仍将是远距空战与近距空战并存，对下一代战斗机来说，超视距空战能力和近距超机动能力同等重要。

飞行状态（速度、高度和飞行方向）随时间变化的飞行动作，又称机动。

单位时间内改变飞行状态的能力称机动性。

飞行状态改变的范围越大，改变状态所需的时间越短，飞机的机动性就越好。

这是评价军用飞机性能优劣的主要指标之一。

从飞机运动轨迹看，可分为在铅垂面内、水平面内和三维空间的机动飞行。

飞机作曲线机动飞行时需要有向心力。

若航迹弯曲向上或在水平面内弯曲向左或向右，升力应大于飞机重力。

通常把机动飞行时飞机升力与飞机重力的比值称为法向过载。

机动性能高的飞机能承受较大的过载。

航迹弯曲向下时，法向过载小于1。

铅垂面内的机动飞行典型的机动飞行动作有：平飞加（减）速、俯冲、跃升、筋斗。

平飞加（减）速反映飞机改变水平飞行速度的能力。

平飞时如果发动机推力大于飞机阻力，就使飞机加速；反之就使飞机减速。

为了缩短加速时间，必须加大油门或使用发动机加力装置（或使用火箭加速器）。

为了缩短减速时间常关小油门，并打开减速板，或采用反推力装置。

俯冲飞机将位能转化为动能、迅速降低高度、增大速度的机动飞行，作战飞机常借以提高轰炸和射击的准确度。

俯冲过程分为进入、直线和改出俯冲三个阶段（图1）。

在实际飞行中，为尽快进入俯冲，通常是飞机先绕纵轴滚转或边转弯边进入俯冲，进入段的高度损失不大。

在急剧俯冲时，为了防止速度增加过多和超过相应高度的最大允许速度，必须减小发动机推力，有时须放下减速板。

改出俯冲后的高度不应低于规定的安全高度。

为了减小高度损失，驾驶员可在不造成飞机抖振的条件下尽量后拉驾驶杆，增大向心力，即增大过载。

但过载不应超过驾驶员的生理忍耐能力和飞机结构的强度（驾驶员穿抗荷服或采用特殊的座椅设计可以提高承受过载的能力）。

空气动力学

1．空气动力学推动20世纪航空航天事业的发展1903年莱特兄弟研制成功世界上第一架带动力飞机，实现了人类向往已久的飞行梦想。

为了研制这架飞机，他们进行过多次滑翔试验，还为此建造了一座试验段为0.01m2的小型风洞。

正是这些努力，加上综合运用早期的空气动力学知识，最终获得了成功。

20世纪初，建立在理想流体基础上的环量和升力理论以及普朗特提出的边界层理论奠定了低速飞机设计基础，使重于空气的飞行器成为现实。

50年代中期，美、苏等国研制成功性能优越的第一代喷气战斗机，如美国的F-86、F-100，苏联的米格-15、米格-19等。

1957年苏联发射第一颗地球人造卫星和1961年第一艘载人飞船“东方号”升空，被认为是空间时代的开始。

美、苏两国在战略导弹和航天器发展方面的激烈角逐，促使超音速和高超音速空气动力学得到迅速发展。

两个超级大国都投入巨大力量，致力于发展地面模拟设备，开邻近高超出音速空气动力学和空气热力学的研究。

跨声速机翼突然失速现象的CFD研究

第十六届全国计算流体力学会议跨声速机翼突然失速现象的 CFD 研究吴佳莉，马海，卜忱（中航工业空气动力研究院，哈尔滨市第 88 号信箱 150001) 摘要：20 世纪 90 年代中后期，F/A-18E/F 在跨声速机动飞行中多次出现了非指令横向运动引起的“掉翼尖”现象，使飞机的横向稳定性和操纵性下降，对飞行安全构成极大的威胁。

本文基于中航工业空气动力研究院自主研发的 UNSMB 非结构网格计算平台对带有前缘锯齿的某先进布局飞机基本构型开展了跨声速机翼突然失速（AWS）特性计算研究，分析了引起 AWS 现象的复杂流动机理，达到了初步预测机翼突然失速特性的能力。

研究结果显示，1阶段原型机进行试飞时，技术人员发现该飞机在马赫数 0.7~0.95，高度 3000~12000 米，迎角 6°~12°的跨声速飞行条件下，一侧的机翼会发生突然失速（AWS），诱发另一侧机翼下沉，伴随非指令性的横向运动，称之为“掉翼尖”现象，飞机的横向稳定性和操纵性下降，对飞行安全构成极大的威胁[1]。

这个问题后来由波音公司相继通过改变前缘襟翼偏转程序和在机翼折叠机构上增开了一个多孔门得到初步解决。

AWS 问题一度使 F/A-18E/F 的研制试飞工作陷于停滞，因此，在 20 世纪 90 年代末美国空军启动了“机翼突然失速” （AWS）专项研究项目，以求借助 CFD 计算、风洞试验、地面模拟和飞行试验等多种手段，了解 F/A-18E/F 和其他飞机布局 AWS 现象发生的机理，并发展用于评估和预测机翼突然失速的计算品质因素。

AWS 现象的实验研究主要是通过对跨声速风洞静态/动态试验得到的力、力矩、压力和 PSP 图像进行研究得到。

McMillin[2]等人在 LaRC 16ft 跨音速风洞对 8%缩比的预生产型 F/A-18E 模型的 AWS 现象进行了系统研究（见图 1）。

翼型动态失速的非定常模拟方法

翼型动态失速的非定常模拟方法作者：于佳鑫陈江涛王晓东吴晓军康顺来源：《计算机辅助工程》2022年第01期摘要：为探究翼型动态失速的高可信非定常模拟方法，以FFA-W3-241翼型为研究对象，采用开源计算流体动力学求解器OpenFOAM开展翼型动态失速下的流动模拟。

研究重叠网格和滑移网格2种不同网格运动形式、2种不同时间步长、2种不同计算周期和OpenFOAM 默认湍流模型与修正的k-ω SST湍流模型对动态失速过程中翼型气动力的模拟精度，并对流场结构进行分析。

结果表明：修正模型预测的翼型气动力和流场特征与实验值更接近;重叠网格在翼型的动态失速模拟中更具优势。

关键词： OpenFOAM; 动态失速; 湍流模型; 风力机; 翼型; 重叠网格中图分类号： V211.41; TK83文献标志码： BUnsteady simulation method for airfoil dynamic stallYU Jiaxin CHEN Jiangtao WANG Xiaodong WU Xiaojun KANG Shun（1. Key Laboratory of Power Station Energy Transfer Conversion and System（Ministry of Education）， North ChinaElectric Power University， Beijing 102206， China;2. China Aerodynamics Research and Development Center， Mianyang 621000， Sichuan，China）Abstract： To explore the highly reliable unsteady simulation method of airfoil dynamic stall，the flow of airfoil under dynamic stall is simulated using the open source computational fluid dynamics（CFD） solver OpenFOAM taking the FFA-W3-241 airfoil as the research object. The accuracy of the aerodynamic simulation of airfoil during dynamic stall is studied under different conditions， that includes two different mesh motion forms（overlapping mesh and sliding mesh），two different time steps， two different calculation cycles， and OpenFOAM defaulted turbulence model and modified k-ω SST turbulence model. The flow field structure is analyzed. The results shows that the aerodynamic and flow field characteristics predicted by the modified turbulence model are closer to the experimental value. The overset mesh is more advantageous in the dynamic stall simulation of airfoil.Key words： OpenFOAM; dynamic stall; turbulence model; wind turbine; airfoil; overset mesh-基金項目：国家数值风洞工程项目（NNW2018-ZT7B14）;国家自然科学基金（51876063）作者简介：于佳鑫（1993—），女，辽宁建昌人，博士研究生，研究方向为CFD可信度分析和不确定性方法，（E-mail）****************通信作者：王晓东（1979—），男，北京人，教授，博导，研究方向为海上风电机组设计，（E-mail）****************.cn0引言翼型失速分为静态失速和动态失速。

22基于改进L-B模型的旋翼翼型动态失速特性计算-王清(7)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于改进L-B 模型的旋翼翼型动态失速特性计算王清招启军吴琪（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏南京，210016）摘要：本文针对Leishman-Beddoes 模型在模拟旋翼翼型动态失速过程中再附着流特性方面的不足，提出了一个改进方法，能更有效地模拟旋翼翼型动态失速中的再附着流特性。

本文首先介绍了L-B 模型及其详细的计算过程，然后考虑到动态情况下，分离流在与剪切层相垂直的方向上存在运动速度，从而分离点产生一定的延迟，利用这个延迟给出一个新的延迟响应函数来模拟有效分离点，通过与试验数据的对比表明，运用改进的L-B 模型在计算的再附着过程中法向力精度得到进一步改善。

关键词：旋翼，翼型，非定常，Leishman-Beddoes 模型，动态失速1 引言同固定翼飞机相比，直升机有得天独厚的优势，即悬停和垂直起降特性，而这些特性的好坏，从很大程度上是取决于旋翼翼型气动特性的好坏。

国外许多机构很早就对直升机专用翼型进行过广泛的研究，并获得一系列丰硕成果。

旋翼翼型之所以有别于固定翼飞行器的翼型，在很大程度上是因为直升机旋翼翼型所处流场的复杂性；前飞过程中，由于桨叶存在挥舞、变距等运动，旋翼所处的流场是非定常、非线性变化的，由此带来强烈的动态失速特性，从而严重影响到直升机的飞行、操作等品质；因此，动态失速特性的研究成为研究工作者所关注的焦点之一。

由于旋翼流场特性的复杂性，对于旋翼非定常气动特性的计算是十分困难的。

如果用CFD 的方法去求解翼型的动态失速特性，将会耗费大量计算机时间及资源，在一些条件下，这种方法将变得不再实用；因此，采用一种经验模型去求解翼型的非定常动态响应将显得格外重要。

目前，常用的翼型非定常动态响应的模型主要包括不可压Theoderson 薄翼模型[1]、ONERA EDLIN 模型[1]和Leishman-Beddoes 模型[2~4]。

1994年陕西高考

1994年陕西高考篇一：1991 年试题MET1991 年试题(MET)第Ⅰ卷第一部分(K) 英语知识KⅠ. 语音和拼写知识（共10小题，计分5%）A)从A、B、C、D中找出其划线部分与所给单词的划线部分读音相同的选项。

例：have A.gave B.save C.hat D.made 答案是 C. 1.month ernment mon C.along D.monument 2.cough A.daughter B.enough C.fightD.neighbour 3.ahead A.cheap B.break C.season D.breath4.natural A.nature B.population C.practice D.native5.saltA.chalkB.calmC.almostD.halfB)以下所给单词均不完整，请从A、B、C、D中选出适当的字母或字母组合，使其完整与正确。

例：alr dyA.eaB.eeC.ieD.eu答案是A。

6.capt nA.aiB.iaC.ieD.ei 7.techniA.gueB.cueC.kueD.que 8.psonousA.ioB.oiC.eoD.oe 9.st machA.uB.aC.eD.o 10. tr sersA.auB.ouC.awD.owKⅡ. 单项填空（共30小题，计分15%）从A、B、C、D四个选项中，选出可以填入空白处的正确答案。

例：He comes late sometimes, ?A.is heB.isn't hees heD.doesn't he答案是D。

11. Will you me a favour, please?A.giveB.makeC.doD.bring 12. , I went to the railway station to see my friend off.A.After eating quickly my dinnerB.After my quickly eating dinnerC.After eating my dinner quicklyD.After eating my quickly dinner 13. I learned to a bicycle as a small boy.A.driveB.rideC.operateD.run 14. Doesmatter if he can't finish the job on time?A.thisB.thatC.heD.it 15. A computer think for itself; it must be told what to do.A.can'tB.couldn'tC.may notD.might not 16.Don't smoke in the meeting-room,?A.do youB.will youC.can youD.could you17. —Have you moved into the new house?—Not yet.The rooms.A.are being paintedB.are paintingC.are paintedD.are being painting 18. Alexander Graham Bell invented telephone in 1876.A.(不填)B.aC.theD.one 19. Weeach other the best of luck in the examination.A.hopedB.wantedC.expectedD.wished 20. ! There's a train coming.A.Look outB.Look aroundC.Look forwardD.Look on21. —Will somebody go and get Dr White?—He's already been .A.asked forB.sent forC.called forD.looked for22. The murderer was brought in, with his hands behind his back.A.being tiedB.having tiedC.to be tiedD.tied23. —We haven't heard from Jane for a long time.—What do you supposeto her?A.was happeningB.to happenC.has happenedD.having happened24. She heard a terrible noise,brought her heart into her mouth.A.itB.whichC.thisD.that 25. Mrs Smith warned her daugtherafter drinking.A.never to driveB.to never driveC.never drivingD.never drive26. —Do you know Jim quarrelled with his brother?—I don't know, .A.nor don't I careB.nor do I careC.I don't care neitherD.I don't care also27. —How did you find your visit to the museum?—I thoroughly enjoyed it. It was than I expected.A.far more interestingB.even much interestingC.so more interestingD.a lot much interesting 28. We couldn't eat in a restaurant becauseof us had money on us.A.all; noB.any; noC.none; anyD.no one; any 29. On Saturday afternoon, Mrs Green went to the market, some bananas and visitedher cousin.A.boughtB.buyingC.to buyD.buy 30. These oranges taste .A.goodB.wellC.to be goodD.to be well31. The students busily when Miss Brown went to get a book shein the office.A.had written; leftB.were writing; has leftC.had written; had leftD.were writing; had left 32. When and where to build the new factory yet.(来自: 小龙文档网:1994年陕西高考)A.is not decided B.are not decidedC.has not decidedD.have not decided 33. The secretary worked late into the night, a long speech for the president. A.to prepare B.preparingC.preparedD.was preparing 34. I can hardly imagine Peter across the Atlantic Ocean in five days.A.sailB.to sailC.sailingD.to have sailed35. —The light in the office is still on.—Oh, I forgot .A.turning it offB.turn it offC.to turn it offD.having turned it off 36. The hero of the story is an artist in his .A.thirtiethB.thirtyC.thirty'sD.thirties 37. No one can be sure in a million years.A.what man will look likeB.what will man look likeC.man will look like whatD.what look will man like38. Without electricity human life quite different today.A.isB.will beC.would have beenD.would be 39. John was made the truck for a week as a punishment.A.to washB.washingC.washD.to be washing 40. Although he is considered a great writer, .A.his works are not widely readB.but his works are not widely readC.however his works are not widely readD.still his works are not widely read第二部分(KU) 英语知识综合运用KU. 完形填空（共25小题，计分25%）阅读下面短文，掌握其大意，然后从41—65各题所给的四个选项中，选出一个最佳答案。

飞行器空气动力学特性与机动能力研究

飞行器空气动力学特性与机动能力研究在现代飞行器设计领域中，空气动力学特性与机动能力的研究是非常重要的。

空气动力学特性指的是飞行器在空气中运动过程中所受到的空气力的特性，而机动能力则是指飞行器在空中进行各种动作和机动的能力。

本文将从理论与实践两方面来探讨飞行器空气动力学特性与机动能力的研究。

一、空气动力学特性的研究1. 气动力学基础理论：空气动力学是涉及空气与物体相互作用而产生的力、力矩和反应弯矩的学科。

研究者通过建立气动力学的基础理论模型，可以对飞行器在不同速度、角度和形状下所受到的气动力进行预测和分析。

这些理论模型包括流体力学的基础方程、边界条件和不可压缩流体的Navier-Stokes方程等。

通过对这些理论模型的研究，我们可以准确地预测飞行器在不同飞行状态下所受到的气动力，并为飞行器的设计和优化提供指导。

2. 绕流理论：绕流理论是研究飞行器空气动力学特性的重要手段之一。

通过绕流理论，可以分析并预测飞行器在不同速度和角度下的升力、阻力和扰流等气动力。

绕流理论的基本原理是利用半经验的方法将飞行器近似为一连续介质，通过数学模型来描述这个连续介质的运动和力学行为。

绕流理论的应用范围广泛，从小型飞机到大型客机、甚至到航天飞行器都可以采用不同的绕流理论进行空气动力学分析。

3. 数值模拟方法：随着计算机技术的不断发展，数值模拟方法已经成为研究飞行器空气动力学特性的重要手段之一。

通过使用计算流体力学（CFD）软件，可以对飞行器在不同飞行状态下的流场进行数值模拟，并分析飞行器所受到的气动力。

数值模拟方法的优点是可以考虑更复杂的流场和飞行状态，从而得到更准确的气动力计算结果。

然而，数值模拟方法也存在一些限制，如计算精度和计算时间等方面的问题。

二、机动能力的研究1. 飞行器姿态控制：飞行器的机动能力主要表现在其姿态控制能力上。

姿态控制是指飞行器在飞行过程中通过控制姿态角（俯仰、滚转和偏航）来实现不同机动动作的能力。

飞行力学第三章机动性

受H、W、构形、油门影响：一般加速时满油门；减速时小油门，并打开减速装置。
¾示例(发动机加力)
H(m) 5000 15000
△V(m/s) 222→250 222→250
平均△T(N) 12260 2940
飞行器飞行力学2010
加速时间(s) 11.3 47
加减速性能与构造参数关系
⎪⎧ dV = g (T − D) ⎨ dt W ⎪⎩L = W
1、性能指标
ΔHmax , Δt ΔH
2、跃升动力学方程
⎧W ⎪⎪ g
dV dt
=T
− D−W
sin γ
⎪⎨W ⎪⎩ g
V
dγ
dt
=
L−W
cos γ
铅垂面质心运动的一般方程。可数值求解。
飞行器飞行力学2010
3、跃升性能计算方法 ¾能量法
假设：ΔT的平均做功为零，飞机总机械能不变。
进入跃升退出跃升
0 dγ
g (nn cos μ − 1)
直线俯冲段
慢车推力近似为零
因为得
⎧W
⎪ ⎨
g
dV dt
=T − D−W
sin γ
⎪⎩L = W cosγ
dV dt
=
dV dH
dH dt
= Vv
dV dH
= V sin γ
dV dH
dV
=−
g [1 − Ta − CD
1 ρV 2 S
2
]
dH V
W sin γ
2、假设飞机在水平面内飞行
ny > 0 ↔ 轨迹向右弯曲 ny = 0 ↔ 轨迹为直线 ny < 0 ↔ 轨迹向左弯曲
⎧ dV

气动力学研究中的非定常问题分析与计算方法研究

气动力学研究中的非定常问题分析与计算方法研究气动力学是研究物体在气流中运动时所产生的各种力和运动规律的学科。

研究对象包括飞行器、导弹、火箭、汽车等。

气动力学的发展在军事、航空、航天、汽车等领域具有重要的应用价值。

在气动力学研究中，非定常问题分析与计算方法研究是重要的研究方向。

一、非定常问题的定义非定常问题是指在气体流动过程中，流场参数随时间变化的问题。

对于这类问题，需要采用有关的计算方法和分析技术。

二、非定常问题的研究现状非定常问题的研究是气动力学领域的热点之一，现有研究成果较多，包括计算方法和分析技术等方面。

研究成果广泛应用于实际项目，提高了相关领域的技术水平。

1、计算方法非定常问题的计算方法主要有数值方法和解析方法两种。

数值方法主要包括有限差分法、有限元法、谱方法、蒙特卡罗方法等。

解析方法主要是基于数学推算，采用解析技巧求解非定常问题。

这些计算方法在不同领域的气动力学问题中得到广泛应用。

2、分析技术非定常问题的分析技术主要包括实验研究和理论分析两种方法。

实验方法主要是通过模型试验和现场试验来获取相关数据，并分析数据来研究非定常问题。

理论分析方法主要是通过推理和数学分析方法研究非定常问题的规律和特性。

三、计算方法的主要研究内容非定常问题的计算方法是研究非定常问题的重要手段。

近年来，国内外学者对计算方法进行了深入研究，主要内容包括以下方面：1、非定常流动的模拟和仿真计算方法是非定常问题研究的重要手段，其中，非定常流动的模拟和仿真是目前的研究热点。

国内外学者通过数值计算和实验研究等手段，对非定常流动规律进行了深入探究，取得了一些重要成果。

2、非定常流动的数值模拟在非定常问题的数值模拟研究中，数值方法是实现非定常流动模拟的重要手段。

近年来，学者们对数值方法进行了深入研究，如有限体积法、有限元法、伴随法等方法等，这些方法在实践中得到了广泛应用，为非定常问题研究提供了重要支撑。

3、非定常问题的策略和技术非定常问题是一个复杂的问题，需要采用多种策略和技术实现研究。

机翼三维绕流的非定常模拟研究的开题报告

机翼三维绕流的非定常模拟研究的开题报告一、研究背景及意义随着现代工业和科技的不断发展，飞机已经成为现代人们生活中不可或缺的交通工具之一，而机翼作为飞机不可或缺的组成部分，其设计和性能一直是飞行器设计中的重要研究内容。

在过去的几十年里，科学家们通过运用定常流场理论、实验室实验以及实际测试等手段对机翼气动力学性能进行了广泛的探究。

但是由于真实飞行中机翼所受到的气动环境受到非常多的因素的影响，比如气流湍流度、机翼自身的运动状态，这就导致了机翼气动力学行为难以用定常理论进行描述。

因此，研究机翼在非定常气流中的绕流行为，已经成为飞行器设计领域中备受关注的领域。

通过对机翼在非定常气流中的绕流行为进行研究，可以更好地理解机翼的气动力学行为，并且进一步提高飞行器的性能、安全性以及稳定性。

二、研究内容本研究将利用计算流体动力学（CFD）方法，针对机翼三维绕流进行非定常数值模拟研究。

主要研究内容包括以下几个方面：1. 采用非定常雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程，对机翼三维绕流进行数值模拟研究。

2. 研究非定常气流环境对机翼气动力学性能的影响。

3. 研究机翼不同运动状态下的气动力学性能变化，包括升力、阻力和力矩等方面。

4. 分析定常和非定常机翼绕流的差异，寻找机翼非定常绕流行为的规律。

三、研究方法1. 编写求解RANS方程的CFD程序，对机翼三维绕流进行数值模拟研究。

2. 使用动网格技术（AMR）对网格进行适应性划分，提高计算效率。

3. 采用非定常边界条件，模拟真实飞行中机翼所受到的非定常气流环境。

4. 对机翼不同运动状态下的绕流场进行分析，比较定常和非定常情况下的气动力学性能差异。

5. 使用流变模拟软件对数据进行后处理，可视化气动力学表现，进一步分析机翼绕流行为的规律。

四、预期成果本研究预计可以得到以下几个方面的成果：1. 揭示机翼在非定常气流中的绕流行为，分析非定常气流环境对机翼气动力学性能的影响。

NACA0012翼型跨声速强迫运动非定常气动力模型

第41卷第11期2020年11月哈㊀尔㊀滨㊀工㊀程㊀大㊀学㊀学㊀报Journal of Harbin Engineering UniversityVol.41ɴ.11Nov.2020NACA0012翼型跨声速强迫运动非定常气动力模型张庆1,2,叶正寅3(1.西安航空学院飞行器学院,陕西西安710077;2.南洋理工大学机械与航空工程学院,新加坡639798;3.西北工业大学航空学院,陕西西安710072)摘㊀要:传统的一阶线性叠加的气动力模型不再适用于现代高机动性飞行器的非定常气动力建模,为了考察更高阶的气动力模型对非定常迟滞效应模拟的适用程度,本文采用自主发展的求解器,分别计算了NACA0012翼型在跨声速来流条件下做单自由度强迫沉浮㊁俯仰以及沉浮/俯仰两自由度耦合运动的非定常气动力的变化规律㊂然后在Etkin 气动力模型的基础上,探讨了不同类型的高阶的气动导数在非定常气动力建模中的作用㊂研究结果表明:将Etkin 气动力模型中升力和俯仰力矩对迎角的导数项由一阶拓展至二阶就可以较为精确地重构出翼型在强迫运动各阶段的非定常升力和俯仰力矩㊂关键词:跨声速;气动导数;气动力建模;沉浮运动;俯仰运动;耦合运动;Etkin 模型;非定常气动力DOI :10.11990/jheu.201903018网络出版地址:http :// /kcms /detail /23.1390.u.20201028.1424.010.html 中图分类号:V211.41㊀文献标志码:A㊀文章编号:1006-7043(2020)11-1683-06Unsteady aerodynamic model of NACA 0012associated with forcedoscillations and translations in transonic flightZHANG Qing 1,2,YE Zhengyin 3(1.School of Aircraft,Xiᶄan Aeronautical University,Xiᶄan 710077,China;2.School of Mechanical &Aerospace Engineering,Nan-yang Technological University,Singapore 639798,Republic of Singapore;3.School of Aeronautics,Northwestern Polytechnical Uni-versity,Xiᶄan 710072,China)Abstract :It is unsuitable to model unsteady aerodynamics for high-agility modern aircraft by the traditional first-or-der linear superposition theory.For this study,in order to investigate the applicability of a higher order aerodynam-ic model to the simulation of hysteresis effects,the unsteady time histories of aerodynamics for NACA0012associat-ed with single-freedom forced motions,plunging and pitching,and coupled plunging and pitching motion under transonic conditions were investigated computationally based on in-house codes.The effects of various aerodynamic derivatives on aerodynamic models are discussed based on the Etkin aerodynamic model.Final results indicated that unsteady lift and pitching moment in forced single or coupled motions could be accurately regenerated if the Etkin model is expanded to the second order derivative of the angle of attack with respect to time.Keywords :transonic;aerodynamic derivative;aerodynamic model;plunging;pitching;coupled motion;Etkin model;unsteady aerodynamics收稿日期:2019-03-06.网络出版日期:2020-10-28.基金项目:国家自然科学基金重点项目(11732013);校级科研基金项目(2018KY1226).作者简介:张庆,男,讲师,博士;叶正寅,男,教授,博士生导师.通信作者:张庆,E-mail:zhangqing2220@.㊀㊀气动导数作为描述飞行器机动飞行和受扰动时气动特性的关键性气动参数,在飞行器气动性能㊁控制系统和总体设计中扮演着非常重要的作用[1-4]㊂在传统的飞行动力学相关问题的研究中,气动力的数据往往基于小扰动线性叠加原理计算出来,在这种准定常假设情况下,气动力仅仅表示为瞬时飞行状态参数的函数,并且可以以一种简单的解析函数关系式表示出来[2-5]㊂但是,现代飞行器的飞行包线普遍向大迎角区域扩展,在大迎角下飞机机动飞行产生的三维非定常分离流和涡流使得空气动力呈现高度非线性特性,气动力和力矩不仅依赖于瞬时迎角㊁侧滑角㊁姿态角等参数,而且与它们的时间历程有关,因此原来使用的低阶线性叠加模型将不再适用[5-6]㊂同时,由于机动飞行状态涵盖了较大的迎角㊁侧滑角㊁角速率的变化范围,如果采用风洞实验或是数值计算模拟,其时间成本和经济成本都难以接受[7-10]㊂哈㊀尔㊀滨㊀工㊀程㊀大㊀学㊀学㊀报第41卷因此有必要建立起较大飞行包线内普适性较好的的非定常气动力模型[1,4]㊂Etkin模型是目前动导数求解时最常用的一种非定常气动力模型,Etkin模型物理意义明确,考虑了时间历史效应对气动导数的影响[3]㊂但是,在非定常气动力建模时,该模型中的各项气动导数对不同运动形式的非定常气动力的影响规律和适用程度尚不清楚㊂为此,本文结合Etkin气动力模型,研究了气动力关于迎角的一阶和二阶导数在气动力模型的作用,希望能精确地重构出翼型单自由度或是耦合强迫运动过程中的非定常气动力,为未来发展高效的㊁可靠的气动力模型提供参考数据㊂1㊀强迫运动非定常气动力模型本文的计算采用课题组自己开发的柔性体动力学问题求解软件GMFlow[11-13],其中流场求解部分采用基于SA模型的有限体积法[13],强迫运动时的网格变形方法为弹簧网格变形方法[14-16]㊂为了验证求解方法的正确性,首先计算了标准算例NACA0012翼型强迫俯仰运动的非定常气动力变化情况,将计算结果与文献中的计算结果和实验结果对比,对比结果见文献[13]㊂俯仰运动的运动规律可以描述为[15]:α(t)=α0+A sin(ωt)=α0+A sin(2πft)(1)式中:α0是初始位置处的迎角;A是简谐振动的振幅;ω是简谐振动的圆频率;f是简谐振动的频率㊂本文定义减缩频率为:k=ωC2Vɕ(2)式中C是翼型的弦长㊂在本文中,强迫运动时自由来流的马赫数为0.755,翼型弦长为1.0m,强迫运动的减缩频率为0.0814㊂俯仰运动的初始迎角为0.016ʎ,俯仰振幅为2.51ʎ㊂图1(a)是强迫俯仰运动时的升力系数和关于1/4弦点的俯仰力矩系数随时间的变化曲线,图中计算了3个周期的气动力,由图可知,在第1个计算周期的初始阶段,计算的结果收敛性较差,这主要是由于定常计算的步数不足㊂从第2个周期开始,力和力矩系数已经达到了较好的谐振性,可以认为计算结果已经收敛㊂因此,为了减小计算量,本文的所有强迫运动过程都只计算了3个运动周期㊂图1(b)是翼型强迫沉浮运动时的力和力矩系数变化情况,其运动规律为:z(t)=z0+z m sin(ωt)(3)式中:z0=0是初始位置处的纵向位移;z m=0.1m 是沉浮运动的振幅㊂考虑洗流影响,在沉浮运动的任一时刻,瞬时迎角为:α(t)=α0-ωz m cos(ωt)/Vɕ(4)㊀㊀图1(c)是翼型强迫俯仰/沉浮耦合运动时的力和力矩系数变化情况,其运动规律为式(1)和式(3)叠加㊂对比图1可知,虽然耦合运动形式是俯仰和沉浮运动的叠加,但是耦合运动的气动力和力矩并不等于俯仰运动和沉浮运动的简单叠加,这也说明了翼型强迫运动时气动力的非线性迟滞特性比较复杂,并不是简单的线性叠加关系㊂图1㊀不同运动过程升力和力矩系数随时间变化Fig.1㊀History of lift/moment coefficients in different mo-tions㊃4861㊃第11期张庆,等:NACA0012翼型跨声速强迫运动非定常气动力模型1.1㊀一阶气动模型根据Etkin 气动力模型[2-3],强迫运动过程中的非定常气动力可以表示为:ΔC j =C j -C j 0=C jαΔα+C j ̇αC 2V ɕ()Δ̇α+C jq C 2V ɕ()Δq (5)式中C j 0是平衡位置处的力系数或是力矩系数㊂由于式(5)中C j ̇α和C jq 的量纲相同,都是空气动力系数对角度随时间一阶变化率的导数,所以在本文中称式(5)为一阶气动力模型㊂根据强迫俯仰运动时运动规律可知:̇α(t )=q =Aωcos(ωt )(6)㊀㊀俯仰运动的非定常气动力可以表示为:ΔC j =A sin(ωt )㊃C jα+kA (cos(ωt )-1)(C j ̇α+C jq )(7)㊀㊀此处需要注意,由于ΔC j 是相对于初始位置的变化量,因此右侧是(cos(ωt )-1)而不是cos(ωt )㊂所以:C j ̇α+C jq =ʏT n +1T nΔC j cos(ωt )d t()kAπω()(8)㊀㊀根据强迫沉浮运动时运动规律可知:̇α(t )=ω2z m sin(ωt )/V ɕ(9)㊀㊀沉浮运动的非定常气动力可以表示为:ΔC j =C jα-ωz m cos(ωt )V ɕ+C j ̇αω2z m V ɕC2V ɕ()sin(ωt )(10)㊀㊀所以:C j ̇α=ʏT n +1T nΔC jsin(ωt )d t ()ω2z m πC2V 2ɕ()(11)㊀㊀将式(8)和式(11)相减就可以得到单独的C j ̇α和C jq ,根据图1(a)和图1(b)的结果,可以求得一阶气动力模型的各个导数值,升力系数对̇α和q 的导数值分别为-38.9457和6.6747,力矩系数对̇α和q 的导数值分别为-2.0595和-1.3344㊂1.2㊀二阶气动模型根据Etkin 气动力模型[2-3],非定常气动力可以表示为:ΔC j =C jαΔα+C j ̇αD 2V ɕ()Δ̇α+C jα㊃㊃D 2V ɕ()2Δα㊃㊃+C jqD 2V ɕ()Δq +C j ̇qD 2Vɕ()2Δ̇q (12)㊀㊀由于式中C jα㊃㊃和C j ̇q 的量纲相同,都是空气动力系数对角度随时间二阶变化率的导数,所以在本文中称式(12)为二阶气动力模型㊂与1.1节类似,由俯仰运动的气动力变化规律可以得到:C j ̇q=C jα/k 2-ʏT n +1T n ΔC j sin(ωt )d t ()k 2A πω()C j ̇α+C jq =ʏT n +1TnΔC j cos(ωt )d t ()kA πω()ìîíïïïïïï(13)㊀㊀由沉浮运动的气动力变化规律可以得到:C j ̇α=ʏT n +1T nΔC jsin(ωt )d t ()ω2z m πC 2V ɕ2()C jα㊃㊃=ʏT n +1T nΔC j cos(ωt )d t()(z m πV ɕ()+C jα)/k 2ìîíïïïïïï(14)㊀㊀式(13)减去式(14)就可以得到单独的C j ̇α和C jq ,根据图1(a)和图1(b)的结果,可以求得一阶和二阶气动力模型的各个气动导数值,一阶导数与上节完全相同,升力系数对α㊃㊃和̇q的导数值分别为578.5118和-38.2752,力矩系数对α㊃㊃和̇q的导数值分别为18.8996和12.9044㊂式(10)㊁(11)与式(12)~(14)相比,一阶气动导数完全一样,这也间接说明传统上忽略高阶导数的做法对低阶气动导数的求解结果并没有影响,这是传统上普遍采用Etkin 气动力模型进行小迎角㊁小扰动飞行包线范围内动态稳定性分析的重要原因㊂2㊀气动力建模结果比较为了定量考察这些气动力模型对强迫运动过程非定常迟滞效应模拟的适用程度,本节对比了这些气动力模型的计算结果与直接采用CFD 进行计算得到的结果㊂图2分别是采用一阶和二阶Etkin 气动力模型计算得到的强迫俯仰运动㊁强迫沉浮运动以及耦合运动的气动力与采用CFD 方法得到的气动力迟滞曲线的对比图㊂由图2(a)可知,对于强迫俯仰运动,采用二阶气动导数得到的升力系数与CFD 计算值完全重合,而采用一阶气动导数得到的升力系数误差随着迎角的增加而增大,在最大迎角位置比CFD 计算值大50%㊂对于俯仰力矩系数,一阶模型的误差较大,而二阶模型的结果与CFD 计算值虽然不像升力系数那样完全重合,但是吻合程度也较好㊂表1是俯仰运动不同位置处的不同变量对该时刻非定常气动力的贡献情况,需要注意的是,强迫俯仰运动时̇α与q 的数值相等,α㊃㊃与̇q的数值相等㊂由表1可知,在俯仰运动1/4周期时,到达抬头最大位置处,此时α㊃㊃对应的非定常升力和力矩分别占总的非定常升力和力矩的-37.98%和-45.72%,̇q对应的非定常升力和力矩分别占总的非定常升力和力矩㊃5861㊃哈㊀尔㊀滨㊀工㊀程㊀大㊀学㊀学㊀报第41卷的2.51%和-31.21%㊂由于忽略了α㊃㊃与̇q的影响,所以一阶气动力模型对应的升力和力矩系数与CFD 计算值差别较大,见图2(a)㊂在俯仰运动3/4周期时,到达低头最大位置处㊂此时α㊃㊃与̇q这2项对非定常特性的贡献也比较大,所以与1/4周期时的情况类似,一阶模型的计算结果误差较大㊂而在1/2周期时,翼型低头经过初始位置,由于Δα㊁Δα㊃㊃以及̇q的数值刚好为0,此时非定常气动力主要由̇α和q 项产生,所以一阶气动力模型就能较为准确地重现出非定常气动力㊂在一个周期时,翼型抬头经过初始位置,此时的非定常气动力贡献情况与1/2周期时相反,此时由于Δ̇α和Δq 的数值刚好为0,此时非定常气动力主要由α㊁α㊃㊃以及̇q项产生㊂这些分析结果与图2(a)的结论一致,说明在俯仰运动过程中,二阶模型才能更准确地再现出非定常气动力和力矩㊂图2㊀不同运动过程升力和力矩系数迟滞曲线Fig.2㊀Comparison of lift /moment coefficients indifferent motions表1㊀俯仰运动不同位置非定常气动力分布情况Table 1㊀Percentage distributions at different time in thepitching motion %周期α̇αα㊃㊃q ̇q 0.25T 0.50T 0.75T 1.00TΔC L 109.4431.41-37.98-5.38 2.51ΔC m 76.0861.20-45.7239.65-31.21ΔC L0120.680-20.680ΔC m 060.68039.320ΔC L 228.27-65.52-79.2211.23 5.24ΔC m -74.8160.1844.9538.9930.69ΔC L 147.950-51.350 3.40ΔC m -8935.8505369.583666.27㊀㊀图2(b)是采用一阶和二阶Etkin 气动力模型计算得到的强迫沉浮运动的气动力与采用CFD 方法得到的气动力迟滞曲线的对比图㊂由图2(b)可知,对于强迫沉浮运动,采用二阶气动导数得到的升力系数与CFD 计算值几乎重合,而采用一阶气动导数得到的升力系数误差较大,在最大纵向位移位置比CFD 计算值大90%㊂对于俯仰力矩系数,一阶模型的误差较大,而二阶模型的结果与CFD 计算值虽然不像升力系数那样完全重合,但是吻合程度也较好㊂表2是沉浮运动不同位置处迎角的各阶导数对非定常气动力的贡献情况,由于强迫沉浮运动时没有俯仰角速度,所以在表2中没有出现q 和̇q 项对应的非定常气动力㊂由表2可知,在沉浮运动1/4周期时,到达纵向最大位置处,此时α㊃㊃对应的非定常升力和力矩分别占总的非定常升力和力矩的-94.84%和148.24%㊂由于忽略了α㊃㊃的影响,所以一阶气动力模型对应的升力和力矩系数与CFD 计算值差别较大,见图2(b)㊂在沉浮运动3/4周期时,到达纵向最小位置处㊂此时α㊃㊃对非定常特性的贡献也比较大,其数值分别为-36.92%和-49.93%,所以与1/4周期时的情况类似,一阶模型的计算结果误差较大㊂而在1/2周期时,翼型下沉经过初始位置,由于Δ̇α的数值刚好为0,此时非定常气动力主要由α和α㊃㊃产生㊂在一个周期时,翼型回到初始位置,此时的非定常气动力贡献情况与1/2周期时刚好相反,由于Δα和Δα㊃㊃的数值为0,所以此时非定常气动力主要由Δ̇α产生㊂这与图2(b)的结论一致,说明在沉浮运动过程中,二阶模型才能更准确地再现出非定常气动力和力矩㊂图2(c)是采用一阶和二阶Etkin 气动力模型计算得到的强迫俯仰/沉浮耦合运动的气动力与采用CFD 方法得到的气动力迟滞曲线的对比图㊂由图2(c)可知,对于强迫耦合运动,采用二阶气动导数得到的升力系数与CFD 计算值完全重合,而采用一阶气动导数得到的升力系数误差较大,在最大纵向位移位置比CFD 计算值大145%㊂对于俯仰力矩系数,一阶模型的误差较大,而二阶模型的结果与CFD 计算值虽然不像升力系数那样完全重合,但是㊃6861㊃第11期张庆,等:NACA0012翼型跨声速强迫运动非定常气动力模型吻合程度也较好㊂表2㊀沉浮运动不同位置非定常气动力分布情况Table 2㊀Percentage distributions at different time in theplunging motion %周期α̇αα㊃㊃0.25T 0.50T 0.75T 1.00TΔC L273.27-78.43-94.84ΔC m -246.70198.46148.24ΔC L153.150-53.15ΔC m 250.570-150.57ΔC L 106.3930.53-36.92ΔC m 83.0966.84-49.93ΔC L 0100.000ΔC m 0100.000㊀㊀表3是耦合运动不同位置处各导数对非定常气动力的贡献情况㊂由表3可知,在耦合运动1/4周期时,到达纵向最大位置处,此时也处于抬头的最大位置,此时α㊃㊃对应的非定常升力和力矩分别占总的非定常升力和力矩的-45.35%和-70.82%,̇q 对应的非定常升力和力矩分别占总的非定常升力和力矩的2.19%和-35.25%㊂由于忽略了α㊃㊃与̇q 这2项的影响,所以一阶气动力模型对应的升力和力矩系数与CFD 计算值差别较大,见图2(c)㊂在耦合运动3/4周期时,到达纵向最小位置处,此时也处于低头的最大位置㊂此时α㊃㊃对非定常特性的贡献也比较大,其数值分别为-245.66%和21.26%,̇q 对非定常特性的贡献分别为25.87%和23.00%,所以与1/4周期时的情况类似,一阶模型的计算结果误差较大㊂而在1/2周期时,翼型下沉经过初始位置,由于Δ̇q的数值刚好为0,对非定常气动力没有贡献㊂在一个周期时,翼型回到初始位置,此时Δq 的数值刚好为0,对非定常气动力没有贡献㊂虽然耦合运动气动力并不是单独运动的简单叠加,但是通过对经典Etkin 气动力模型的二阶延拓,能准确地再现出沉浮/俯仰耦合运动过程的非定常气动特性㊂表3㊀耦合运动不同位置非定常气动力分布情况Table 3㊀Percentage distributions at different time in thecoupled pitching /plunging motion %周期α̇αα㊃㊃q̇q0.25T 0.50T 0.75T 1.00TΔC L 130.6617.18-45.35-4.68 2.19ΔC m 117.8643.43-70.8244.78-35.25ΔC L77.3459.74-26.84-10.240ΔC m 25.2154.58-15.1535.360ΔC L 707.86-443.48-245.6655.4125.87ΔC m -35.2261.8521.1629.2123.00ΔC L 172.08-16.19-59.930 4.04ΔC m -349.6492.22210.81146.613㊀结论1)不论是强迫俯仰运动㊁沉浮运动,还是俯仰/沉浮耦合运动,将气动导数拓展至迎角和俯仰角的二阶导数,都可以十分精确地重现出强迫运动过程中的非定常升力变化情况㊂2)由于俯仰力矩的迟滞曲线并不是简单的椭圆形,二阶模型计算出的强迫运动过程的俯仰力矩与CFD 计算值的吻合程度不像升力那么好,说明俯仰力矩的模型要比升力更加复杂㊂3)俯仰/沉浮耦合运动的非定常气动力并不是俯仰运动和沉浮运动的简单叠加,说明精确的气动力建模还需要深入考虑其他变量的影响㊂本文的研究结果表明,Etkin 气动力模型对于非线性较强的气动力建模仍然具有较好的适用性,但是,对于三维流动以及接近失速迎角情况下的非定常气动力的建模,需要更加深入地讨论马赫数㊁减缩频率㊁更高阶导数以及交叉导数在非定常气动力模型中的作用㊂参考文献:[1]杨磊,叶正寅.倾转涵道倾转过渡阶段的非定常气动力[J].航空动力学报,2015,30(1):155-163.YANG Lei,YE Zhengyin.Unsteady aerodynamic force oftilt ducted fan during transition period[J].Journal of aero-space power,2015,30(1):155-163.[2]张庆,叶正寅.基于气动导数的类X -37B 飞行器纵向稳定性分析[J].北京航空航天大学学报,2020,46(1):77-85.ZHANG Qing,YE Zhengyin.Longitudinal stability analysis for X -37B like trans-atmospheric orbital test vehicle based on aerodynamic derivatives[J].Journal of Beijing Universi-ty of Aeronautics and Astronautics,2020,46(1):77-85.[3]ETKIN B.Dynamics of atmospheric flight[M].Mineola:Dover 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航空器设计中的气动特性分析与优化研究

航空器设计中的气动特性分析与优化研究随着航空技术的不断发展，航空器设计中的气动特性分析与优化研究变得越来越重要。

气动特性是指航空器在空气中飞行时受到的空气力学效应，它对飞行性能、稳定性和操纵性等方面都有着重要影响。

本文将就航空器设计中的气动特性分析方法和优化技术进行探讨。

在航空器设计中，气动特性分析是对航空器的飞行状态进行建模和仿真的过程。

通过对航空器表面附近的气流流动进行数值模拟，我们可以了解到航空器所受到的空气动力特性。

在过去，研究人员通常使用试验和实验来获得气动特性数据，但这种方法成本高昂且耗时较长。

而现代的计算流体力学（CFD）技术能够准确地预测航空器的气动特性，成为了设计中不可或缺的工具。

计算流体力学（CFD）技术是利用计算机对流体运动进行数值模拟与计算的一种方法。

在航空器设计中，通过将航空器的几何模型、流场边界条件和流体的物理性质输入到CFD软件中，我们可以得到航空器在不同飞行状态下的气动特性。

在进行气动特性分析时，我们通常关注的参数包括升力、阻力、气动力矩等。

通过对这些参数的计算和分析，我们可以评估航空器的性能，并为后续的优化提供参考。

气动特性分析的目的是为了找到航空器设计中的问题并提供解决方案。

在分析过程中，我们可以通过调整航空器的形状、控制面的布局和空气动力学配置等因素来改善航空器的气动特性。

例如，在减小气动阻力方面，我们可以通过优化航空器外形和减小表面粗糙度来降低阻力；在增加升力方面，我们可以通过调整翼面积和翼型来改变气动力分布。

除此之外，对于特定任务需求如低噪声、高机动性等，我们可以通过改变航空器的控制面配置和机翼几何参数来实现。

在气动特性优化中，我们常常借助进化算法和优化算法来帮助寻找最佳设计方案。

进化算法通过模拟物种进化的过程，通过逐代选择和交叉变异等操作来优化设计。

而优化算法则是通过对设计空间的搜索和参数调整来最小化或最大化一个或多个目标函数。

这些算法能够帮助我们在设计中寻找最优解，并帮助我们得到更好的气动特性。

基于非线性优化控制理论的民用飞机失速恢复控制

基于非线性优化控制理论的民用飞机失速恢复控制王爽;詹浩;孔祥骏【摘要】民用飞机在进入大迎角浅失速后,气动力会出现滞环、陡降等强非线性现象,航迹也变得不稳定.为解决上述问题,利用分支分析方法分析飞机临近失速区时的控制特点,指出其振荡区域,多配平点等;根据非线性最优化控制理论,设计大迎角失速区的自动恢复控制器,用Galerkin近似算法,计算次优控制器参数,并对飞机下降航迹的进入失速和恢复进行仿真验证.结果表明:控制器可以很好地控制飞机改出浅失速状态,恢复正常航迹.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2014(005)002【总页数】7页(P251-256,268)【关键词】民用飞机;非线性;最优化控制;失速;Galerkin【作者】王爽;詹浩;孔祥骏【作者单位】西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072;中国民航科学技术研究院航空安全技术中心,北京100028【正文语种】中文【中图分类】V2490 引言飞行器正常飞行状态应在安全包线以内，由于偶发因素导致飞机进入包线边界以外，可能会导致飞机遇到不同程度的失去控制(LOC)问题。

据统计[1]，1997～2006年间，有59%的灾难性飞行事故与飞机失去控制或部分失控有关。

LOC问题的发生没有明确界限，但其通常与分支分析图上的分叉点密切相关，失速问题是LOC问题中的一个重要方面。

Harry G.Kwatny等[1]分析了飞机非线性分支行为，Jean-Etienne T.Dongmo[2]研究了失速的恢复过程，并得到一定的成果。

临近失速时，飞行动力学特性从线性区间进入本质非线性段[3]，并由于气动力的非定常效应等因素，线性控制器不能起到很好的控制效果。

本文根据某型民用飞机的气动力数据，应用分支分析理论[4]，讨论临近失速和过失速状态下的动力学分支行为和振荡特性。

在综合考虑各种因素的情况下，利用非线性最优控制理论[5-7]，设计系统最优控制器，达到浅失速改出并保持航迹快速收敛的控制目标；利用Galerkin近似数值算法[8]，求得控制器的次优控制参数；最后，用全量模型对控制器的控制结果进行仿真验证。

非定常自由来流对飞机过失速机动特性的影响研究

碎、不对称涡的形成等因素，致了作用于飞行器上导
的气动力、矩随状态参数变化出现了很强的非定力常、非线性特性。有研究表明， “ 动里程碑 ” 在机的试
飞研究中，困难的是动态进入，出现过由于飞行最曾
来流中做单独俯仰运动的三角翼模型的动态气动特性，和非定常自由来流与三角翼模型俯仰运动耦合作
用下的动态气动特性进行了详细的实验研究。应用
切需要解决的空气动力学关键问题之一。虽然，们对过失速机动中非定常气动力的研究人已进行多年［］但是目前仍有许多问题急待解决。１，
研究。利用模糊逻辑建模方法。实验获得的非定常气动力数据进行了建模，将非定常气动力模型应用于过失对并速机动中７。角定直飞行的仿真计算，析了含自由来流非定常变化影响的非定常气动力数据对过失速机动飞Ｏ迎分行特性产生的影响。研究表明，虑自由来流非定常变化的非定常气动力对飞机飞行过程中运动参数的变化和控考制律设计都产生较大影响。因此在新一代战斗机的设计、制中，入研究飞机的非定常气动特性是十分必要的。研深
关键词：定常自由来流；角翼；仰运动；糊逻辑建模；失速机动非三俯模过