在30～70 km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气...

受限于风洞试验和计算机数值模拟分析(CFD)与空中真实飞行环境的差异性,基于风洞数据和CFD数据而建立起来的气动模型往往无法直接满足CCAR-60部,因此,有必要对飞机的气动模型进行辨识和修正。本文简要论述了民机领域气动模型修正的一般流程和注意事项,利用试飞数据来辨识气动参数,并对模型进行修正以获取精确的气动模型。

针对飞行器气动力多源数据融合、飞行试验气动辨识问题,提出了一种基于Chebyshev-Taylor-Fourier混合级数模型函数、不确定度平衡权函数和加权最小二乘原理的多源数据融合和辨识方法.该方法采用二元Chebyshev级数、Taylor级数和Fourier级数技术建立飞行器气动模型函数,采用权函数技术平衡各数据源间的不同精度和不确定度,采用最小二乘法原理确定超定方程组解,从而获得Chebyshev-Taylor-Fourier混合级数模型函数的各项参数值,最终确定多源数据融合的飞行器气动力(力矩)系数模型函数数学表达式.典型的应用实例表明该方法高效实用、精度可靠,工程应用前景良好.

针对风力机不断向大型化发展的趋势,导致结构柔度增加,气弹耦合特性和振动增强,研究了大型风力机高效精确的气弹响应分析方法。为了更准确模拟大型风力机气流沿叶片展向的三维流动现象,采用螺旋尾涡升力线模型代替传统叶素动量理论,建立了叶片气动载荷分析模型,进而结合风力机多体系统动力学模型,构建了机组的气弹耦合动力学方程和数值求解方法。以某10 MW风力机叶片为例,研究了稳态风况下不同风速的叶片气动性能,以及有效攻角、切向力等沿叶展方向的分布特点,并与采用修正叶素动量理论的气弹分析程序(HAWC)对比,结果表明,升力线理论无需引入经验修正模型即能获得叶素动量理论经修正后的分析精度。最后,通过非稳态风况下风力机的气弹响应分析,证明本文方法对大型风力机气弹耦合分析的有效性和准确性。

针对无人机价格相对较贵,零部件易损坏,很多院校的无人机设备数量有限,空域限制,学生无人机外业操控经验缺乏,无人机系统复杂性及外业环境的不稳定性等问题,本文提出一套既针对以上风险问题又革新传统教学模式的新方案,充分发掘虚拟仿真技术,将其应用到无人机建模、飞行仿真验证等过程的教学中。本套虚拟仿真教学系统采用的实验设备有遥控器、飞控、电脑等实物产品,将先前建立的模型导入仿真系统进行飞行验证实验,沉浸式地感受逼真的飞行场景和可变的环境,实现与虚拟世界的交互融合,通过参数设置来模拟环境的变化,如环境可见度、降雨量、风和气流的设置等,提供第一人称视角、跟踪视角、实际作业视角等几种视角的随时切换,驾驶员可以在虚拟飞行器上模拟仿真驾驶真实飞行器的感受,并验证飞行器的设计质量。

直升机在水平飞行时的型阻功率对直升机的使用是非常重要且值得研究的问题,其直接影响了直升机能飞多远、完成任务剖面所需要的油耗等重要的性能指标。目前国外相关文献给出了水平飞行前进比在0〜0.35之间的型阻功率近似计算表达式,但是当前进比超过0.5后此表达式便有误差而不再适用。基于此,本文简要介绍了直升机水平飞行状态下的旋翼气动环境和受力模型,给出了型阻功率数学上的理论计算模型公式,通过数值积分的方法给出了前进比在0〜1之间都适用的型阻功率解析式。