摘要：飞行仿真获取气动力/力矩的传统方法主要是将气动力模型硬编码在仿真程序进行求解。由于气动力模型和求解程序耦合,一旦修正或更换气动力模型,需要花费大量代价来重新构建仿真过程,无法满足现代飞行器仿真的需求。根据气动力模型树形结构的特点,提出了气动力模型树的概念并基于XML语言的特点设计了一种模型存储格式(MBX)来存储气动力模型树。MBX存储格式不仅提高了飞行仿真系统更换和修正气动力模型的效率,而且提高了气动力/力矩解算的通用性,使得气动力/力矩的求解能够被标准化。MBX存储格式作为气动力模型交换标准不仅能把不同部门交换气动力模型的时间从几周/人缩短至几天/人,也能加快气动力模型逼近飞机真实气动特性的进程。

摘要：基于固体随行装药内弹道设计的需要,建立了包容式固体随行装药内弹道一维气动力模型。考虑了弹丸的变质量问题,针对30mm火炮结构参数采用MacCormack格式进行了数值求解,得到随行装药不同时刻弹后空间压力分布曲线,并与常规装药弹后空间压力分布进行了对比分析。结果表明,在装药、弹重、最大膛压不变的条件下,随行装药弹底压力较高,初速较高,提高了内弹道的推进效率。

摘要：对民机常用的两种气动力建模方法——全机建模法和分部件组合建模法进行了研究,并对两者的优缺点进行了对比分析,进而对两类方法在大型客机气动力建模中的综合运用提出了建议。

摘要：为解决传统过渡走廊中忽略系统动态特征、缺少迎角信息、难以直接用于过渡路径规划的问题,提出一种适用于倾转动力类无人机的三维过渡走廊建立方法。所提方法从物理约束角度限制飞行速度与倾转角度边界,从飞行力学角度限制全机升力特性边界,从能源配置角度限制动力系统功率边界,从而建立关于飞行速度、倾转角度与迎角的三维过渡走廊,并且设计综合性能指标函数用于描述走廊内各飞行路径点的性能。基于所建三维过渡走廊采用鸽群优化算法完成最优过渡路径的搜索工作。结果表明:所建三维过渡走廊能够更加具体地描述可用飞行范围,其不仅包括传统过渡走廊的飞行速度与倾转角度,同时还包含迎角与性能指标信息,这为过渡路径规划提供基础;鸽群优化算法具有良好的过渡路径优化能力,通过优化使无人机拥有良好的飞行效果,动力系统油门杆量变化平稳、幅值较小,证明使用三维过渡走廊指导过渡飞行与规划过渡路径的可行性。

摘要：现场实测表明,大跨度悬索桥塔后吊索受桥塔尾流影响常发生大幅尾流致振。为研究该振动机理,同时为工程设计和应用实践提供理论指导,以某大跨悬索桥桥塔单根塔柱和塔后吊索为研究对象,首先进行了大比例尺节段模型的风洞试验。通过试验,再现吊索在桥塔尾流区内的尾流致振现象,研究吊索的振动特征与桥塔尾流风速特征。在此基础上,考虑尾流刚度作用,建立吊索的非定常气动力模型与吊索尾流致运动微分方程。利用四阶龙格库塔算法积分求解吊索尾流致运动微分方程。影响吊索运动的参数分为3种类别:结构参数、流场参数和位置参数。通过对各影响参数进行逐个分析,研究不同参数对桥塔尾流区中吊索振动特征的影响规律。结果表明:质量比这一参数对于吊索的振动模式的组成和占比起到关键性作用;而其他参数对于吊索振幅仅起到调节作用,对于吊索运动模式改变作用不显著;增大吊索阻尼比与减小尾流场风速脉动成分均可有效减小吊索振动幅值,这为吊索减振工程实际问题提供了解决思路。

摘要：飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。

摘要：非定常气动力建模涉及空气动力学、飞行力学、飞行控制等多个领域,是完善飞机大迎角气动数据库的关键。传统的气动数据库模型为动导数模型,由静态气动力、旋转天平、动导数等数据构成,无法精细表征过失速机动状态下的非定常效应。循环神经网络(RNN)结构是一种处理和预测序列数据的神经网络结构,在人工智能领域运用广泛,与非定常气动力一样都具有时间序列依赖的特点。重点研究了循环神经网络在非定常气动力建模中的应用,利用单自由度俯仰振荡的风洞试验数据进行建模。使用强迫运动试验与虚拟飞行试验2种方法对非定常模型进行验证:在强迫运动试验中,通过直接对比气动力曲线,对具有实战意义的眼镜蛇机动进行了验证;在虚拟飞行试验中,通过对比试验与建模仿真的运动参数曲线,验证了气动力模型的准确性。2种验证方法均表明循环神经网络模型比传统动导数模型更接近试验结果。

摘要：空中投放发射的大翼面飞行器的分离轨迹与姿态受载机干扰流场影响更加明显,对分离时干扰气动数据库的准确性提出了更高要求。针对投放分离干扰气动力特点,提出了一种简化的差量气动力模型,并给出了一套飞行数据处理与参数预估计的方法。分离段飞行数据的辨识结果与六自由度飞行动力学仿真结果说明了提出的差量气动模型与相关数据处理方法的有效性。用辨识结果对气动数据库进行修正提高了数据库的准确度,可提高分离安全飞行仿真分析的精度。

摘要：球床高温气冷堆实现了核燃料堆芯内外的循环输送,燃料元件气力提升过程是其关键环节。精确地分析和计算燃料元件受到的气动力是流体动力源选型和相应气力提升系统设计及结构优化的基础。该文提出并建立燃料元件气动力数学模型,依据此模型指出基于等压面假设得到的燃料球牵引系数公式的局限性,并计算出燃料球牵引系数的精确表达式,为流体动力源的选型提供依据;同时计算出燃料球侧向力系数和转矩系数的表达式。结果表明:侧向力指向输送管道轴线,转矩阻碍燃料球转速的增大,二者起到稳定提升过程、减小燃料球碰撞与损伤的作用。利用压缩空气系统进行实验,实验结果与气动力模型计算结果相符合。基于数学模型的燃料元件气动力学分析为氦气氛围下核反应堆提升系统的设计及优化提供了理论基础。

摘要：准确建立非定常气动力数学模型,是飞机大迎角飞行控制律设计、飞行动力学分析和飞行仿真的基础与前提。鉴于此,对大迎角非定常气动力建模研究进展,包括数学建模方法和人工智能建模方法两类进行了系统综述。其中:数学类建模方法是以对非定常流动现象和机理认识为基础的,主要有气动导数模型、非线性阶跃响应模型、状态空间模型、微分方程模型、非线性阶跃响应与状态空间混合模型以及迎角速率模型等;人工智能方法回避了复杂流动机理,属于黑箱非线性系统建模,主要有神经网络模型、模糊逻辑模型和支持向量机模型等。对于每种气动力模型,阐述了其建模思路和方法,给出了典型应用情况,并对其特点和局限性作了简要评述。最后,指出了当前大迎角非定常气动力建模研究工作存在的问题和未来研究方向。