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Aerodynamic characteristics of morphing wing withflexible leading-edge

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Chinese Journal of aeronautics 2020年第10期33卷 2610-2619页

作者： Zi KAN Daochun LI Tong SHEN jinwu xiang Lu zhang school of aeronautic science and engineering Beihang UniversityBeijing 100083China

The morphing wing can improve the flight performance during different ***,research has been subject to limitations in aerodynamic characteristics of the morphing wing with a flexible *** computational fluid dynamic method and dynamic mesh were used to simulate the continuous morphing of the flexible *** comparing the steady aerodynamic characteristics of morphing and conventional wings,this study examined the unsteady aerodynamic characteristics of morphing wings with upward and downward deflections of the leading-edge at different *** numerical results show that for the steady aerodynamic,the leading-edge deflection mainly affects the stall *** downward deflection of the leading-edge increases the stall angle of attack and nose-down pitching *** results are opposite for the upward *** the unsteady aerodynamic,at a small angle of attack,the transient lift coefficient of the upward deflection,growing with the increase of deflection frequency,is larger than that of the static *** transient lift coefficient of the downward deflection,decreasing with the increase of deflection frequency,is smaller than that of the static ***,at a large angle of attack,an opposite effect of deflection frequency on the transient lift coefficient was *** transient lift coefficient is larger than that of the static case when the leading edge is in the nose-up stage,and lower than that of the static one in the nose-down stage.

关键词： Aerodynamics Computational fluid dynamics Flexible leading-edge Morphing wings Stall angle

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直升机人机协同控制方法研究与飞行验证

北京航空航天大学学报 2023年第11期49卷 3022-3030页

作者：金子博李道春孙毅张凯向锦武北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司北京100191

人机协同系统可以充分发挥人类智慧的优越性和机器人作业的高精度与高效率,被广泛应用于决策指挥、工业控制和医疗手术等领域。飞行员驾驶飞行器时需要实时处理大量信息并给出精准操控,操纵负担大。基于典型单旋翼直升机的操控特点,设... 详细信息

人机协同系统可以充分发挥人类智慧的优越性和机器人作业的高精度与高效率,被广泛应用于决策指挥、工业控制和医疗手术等领域。飞行员驾驶飞行器时需要实时处理大量信息并给出精准操控,操纵负担大。基于典型单旋翼直升机的操控特点,设计一种直升机协同驾驶机器人系统,驾驶机器人连接直升机周期变距杆控制直升机的俯仰运动和滚转运动,飞行员通过总距杆和脚蹬控制直升机的航向运动和升降运动。协同驾驶机器人可以在不改装原有直升机的基础上实现一种新型的人机协同飞行控制,快速提升现有直升机的自动化水平和飞行员在应急情况下的生存能力。研究驾驶机器人控制系统模型,建立适用于直升机人机协同控制的飞行模拟平台,通过飞行员在环飞行仿真初步验证了人机协同控制方法的可行性。在飞行仿真验证的基础上研制了驾驶机器人样机,并将样机搭载在SVH-4直升机上完成飞行实验验证。

关键词：人机协同直升机驾驶机器人飞行控制飞行实验

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超高速飞行器平尾大迎角气动弹性特性研究

北京航空航天大学学报 2021年第5期47卷 983-993页

作者：郝帅马铁林王一张子伦罗文莉向锦武北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083 海鹰航空通用装备有限责任公司北京100074 北京航空航天大学无人系统研究院北京100083 中国商用飞机有限责任公司上海200126

临近空间超高速飞行器在飞行过程中受到外部干扰作用时会出现大迎角飞行姿态,此时需大角度偏转全动平尾进行配平,带来平尾大迎角下的气动弹性问题。采用计算流体力学/计算固体力学/计算热力学(CFD/CSD/CTD)耦合方法分析了一种超高速飞... 详细信息

临近空间超高速飞行器在飞行过程中受到外部干扰作用时会出现大迎角飞行姿态,此时需大角度偏转全动平尾进行配平,带来平尾大迎角下的气动弹性问题。采用计算流体力学/计算固体力学/计算热力学(CFD/CSD/CTD)耦合方法分析了一种超高速飞行器全动平尾的气动弹性特性,重点研究了大迎角下平尾的气动响应及结构变形特点。结果表明:各迎角时的气动力曲线均出现波动,随时间变化逐渐衰减至平衡位置。迎角越大,初始振幅越大,气动力系数减小的比例越大,但随时间衰减得越快。平尾存在弯曲/扭转耦合现象,结构变形导致表面压力分布发生变化,使得整体压力减小、升力系数降低,迎角越大现象越明显。平尾最大应力在迎角30°时达1.2 GPa,已达到所用镍合金材料的屈服强度极限。应在结构设计时在翼轴与平尾接触部位附近加强,或在控制方案设计时限制全动平尾的工作角度。结构发生轴向与法向变形,轴向变形主要由气动热引起,法向变形由气动力和气动热共同引起。

关键词：超高速全动平尾大迎角气动弹性响应特性

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来流导致的高超声速气动热不确定度量化分析

北京航空航天大学学报 2018年第5期44卷 1102-1109页

作者：张伟王小永于剑阎超北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

通常的CFD计算都是确定性的,然而复杂工程数值模拟中必然存在误差与不确定度,分析与辨识其不确定度来源,对不确定度进行量化分析,对数值模拟可信度评估有重要意义。在高超声速飞行器气动热计算中,为获得更加可靠的气动热数据和鉴定影响... 详细信息

通常的CFD计算都是确定性的,然而复杂工程数值模拟中必然存在误差与不确定度,分析与辨识其不确定度来源,对不确定度进行量化分析,对数值模拟可信度评估有重要意义。在高超声速飞行器气动热计算中,为获得更加可靠的气动热数据和鉴定影响气动热预测的关键因素,对返回舱开展了气动热不确定度量化分析和敏感性分析。首先选取来流速度、来流温度、壁面温度和来流密度4个不确定性输入变量,并且假定来流速度变化范围为±120 m/s(±2%),来流温度、壁面温度和来流密度变化范围为±10%。然后采用拉丁超立方抽样法生成样本,再通过热化学非平衡数值模拟方法进行气动热计算,最后分别运用基于非嵌入式多项式混沌(NIPC)的方法和基于Sobol指数的方法开展不确定度量化和敏感性分析。结果表明,在给定的输入变量不确定度的条件下,壁面热流不确定度不小于15.9%,在驻点和肩部存在峰值分别约为19.8%(0.087 MW/m^2)和17.3%(0.076 MW/m^2);相比而言,在给定变化范围内壁面热流对来流密度和来流速度更为敏感,来流温度和壁面温度对热流变化不产生明显影响。

关键词：气动热热化学非平衡多项式混沌(PC) 不确定度量化敏感性分析

航空航天CFD物理模型和计算方法的述评与挑战

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空气动力学学报 2020年第5期38卷 829-857,I0001页

作者：阎超屈峰赵雅甜于剑武从海张树海北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 西北工业大学航空学院西安710072 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000

CFD(computational fluid dynamics)在航空航天中的应用发展迅速、成效斐然,成为飞行器研制和空气动力学研究的重要手段。但另一方面,CFD在物理模型和计算方法等核心理论上的进步却显得步履蹒跚。为此,本文聚焦CFD在航空航天中的应用,... 详细信息

CFD(computational fluid dynamics)在航空航天中的应用发展迅速、成效斐然,成为飞行器研制和空气动力学研究的重要手段。但另一方面,CFD在物理模型和计算方法等核心理论上的进步却显得步履蹒跚。为此,本文聚焦CFD在航空航天中的应用,从湍流模型、转捩模型、通量求解方法以及高阶格式等CFD关键问题评述其发展现状及面临的挑战。在湍流模型中,重点论述了常用的线性涡黏性模型的现状和特性,尤其是其不足,对比分析了更复杂的雷诺应力模型。在转捩模型中,主要包括低雷诺数湍流模型、间歇因子转捩模型和层流动能转捩模型等,重点介绍了各类模型的发展历程、构造方式和适用范围。在通量求解方法中,重点关注迎风通量格式,论述其在解决激波异常、overheating、全速域模拟、多维流动等问题方面的发展现状。在高阶格式中,主要关注WENO和DG等格式,论述其在计算精度、时间求解、激波捕捉、计算效率等性能方面的现状和问题。最后针对上述方向给出了简要总结和未来发展的建议等。

关键词：计算流体力学湍流模型转捩模型通量格式高阶格式

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考虑角反射器效应的导弹RCS计算研究

飞机设计 2017年第4期37卷 7-11页

作者：侯雪剑张云飞刘昊宇李诗昊北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

对导弹弹翼进行面元划分,采用物理光学法进行考虑弹翼耦合效应的RCS计算,结合计算弹体后向散射的物理光学法和等效电磁流法,采用综合相位法建立一种考虑角反射器效应的导弹RCS计算方法。对角反射器模型进行计算并与文献对比,验证了算法... 详细信息

对导弹弹翼进行面元划分,采用物理光学法进行考虑弹翼耦合效应的RCS计算,结合计算弹体后向散射的物理光学法和等效电磁流法,采用综合相位法建立一种考虑角反射器效应的导弹RCS计算方法。对角反射器模型进行计算并与文献对比,验证了算法的正确性。并对导弹模型进行RCS计算与分析,结果表明,弹翼的后向散射和耦合效应对导弹RCS的贡献在大部分角度范围超过弹身的贡献,在导弹进行雷达隐身设计时需要重点考虑。

关键词：角反射器雷达散射截面物理光学法导弹多次反射