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、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。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。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。

为研究Π型主梁断面的涡振特性及预测其响应,以某大跨钢混Π型梁斜拉桥为背景,在风洞中测试了不同质量与不同阻尼比的主梁涡振特性,通过自由振动试验识别了主梁的动力参数,并提取了不同风速下主梁的幅变阻尼比及幅变频率.进一步,基于幅变气动导数建立了主梁的涡激力模型,同时通过涡激力模型实现了不同阻尼比下主梁涡振振幅及涡振区间的预测.研究结果表明,钢混Π型主梁在不同风速范围内竖向模态参数呈现不同的发展规律,可划分为5个风速区间;基于Scanlan自激力模型建立了只包含H1和H4两个气动导数的涡激力模型,通过与风洞试验的涡振振幅和涡振区间结果进行对比,验证了涡激力模型及其涡振气动导数方法的正确性,同时与不同阻尼比下的风洞试验结果对比,验证了该涡激力模型具有普适性.研究结论可为Π型主梁断面的涡振机理与涡激力模型的...

提出了一种在方案阶段能快速准确预估飞机设计机动载荷的简捷计算方法。通过静气弹理论计算飞机的气动导数，以气动导数、操纵特性和质量特性为输入对飞机进行了机动模拟，得到各运动参数的时间历程，最后用涡格法计算出部件的分布载荷。将本文的计算结果与后续的传统方法计算结果进行比较，结果表明该方法是准确可靠的，能满足方案阶段飞机设计的载荷需求。该方法在方案阶段能有效克服传统方法需要大量的风洞试验得来的气动特性数据和压力分布数据的不足。本文的方法只需要较少的输入参数就可以进行，可在型号研制中节省时间，加快研制进度。

为了定量地研究跨大气层轨道飞行器在不同飞行条件下俯仰方向的动态特性,在Etkin气动力模型的基础上,详细研究了飞行马赫数、减缩频率、振动幅值、平均迎角等因素对此类飞行器纵向动态特性的影响规律。研究结果表明,平均迎角和飞行马赫数决定了流场的基本特性,所以对气动导数的影响很大;而减缩频率和振动幅值决定了非定常扰动的强弱,影响非定常气动力的大小,决定非定常迟滞效应的强弱。对类似X-37B的跨大气层轨道飞行器来说,平均迎角越大,机身后方背风区的涡流作用越强,纵向稳定性越强。在亚声速范围内,随着飞行马赫数增加,纵向稳定性增强,在超声速范围内,随着飞行马赫数增大,纵向稳定性减弱。振动幅值大小虽然影响了流场的形态,但对气动导数的数值大小没有明显影响。振动频率对动态特性的影响也不明显。希望研究结果可为中国未...