基本介紹
- 中文名：陣風回響飛行試驗
- 外文名：Gust response flight test
- 試驗地：陣風風洞
- 研究：飛行器陣風回響特性
- 一級學科：航空科技
- 二級學科：航空術語
彈性機翼陣風回響和載荷減緩研究,簡介,研究結論,微型飛行器垂直陣風回響特性的實驗研究,簡介,研究結果,
彈性機翼陣風回響和載荷減緩研究
簡介
飛機在大氣紊流場中飛行時會發生紊流顛簸，紊流顛簸會產生以下影響：1) 增加飛機翼尖加速度；2) 增加翼根彎矩；3) 影響乘坐舒適性；4) 縮短結構的疲勞壽命。根據減緩目標的不同，陣風減緩可分為陣風回響減緩(GRA)和陣風載荷減緩(GLA)兩部分。
從上世紀60年代起，針對航空飛行器採用主動控制技術進行陣風減緩成為飛行器設計領域的一大熱點。上世紀60年代―70年代，美國在B-52、DHC-6和C-5A等機型上進行GRA和GLA風洞試驗和飛行試驗。上世紀80年代―90年代，美國、德國和日本針對大型飛機均開展了GRA和GLA的研究。B777和A320均採用陣風減緩系統，減小了陣風引起的WTA和WRBM。
進入21世紀，在歐洲主動氣動彈性飛行器項目的資助下，Kapel等為了研究採用氣動彈性技術獲得更好的飛機設計方案，在Eu RAM氣動彈性風洞模型上進行陣風減緩控制系統設計並進行風洞試驗。2007年，美國完成了飛翼感測飛行器的氣動彈性模型的風洞試驗。風洞試驗的內容包括GLA，希望通過陣風減緩降低結構質量從而增加飛行器的航程和承載能力。
國內關於陣風減緩方面的研究主要是採用不同的控制理論針對WTA或者WRBM進行單目標陣風減緩控制律設計，並在Matlab平台上進行仿真。國內到目前為止尚沒有就同時減緩WTA和WRBM的控制律設計的研究。隨著國家大型飛機的立項，陣風減緩技術的發展以及試驗驗證不可或缺。該研究針對某彈性機翼風洞模型，通過對比在不同控制律作用下的WTA和WRBM的理論計算結果與風洞試驗數據，得出設計能夠同時減緩WTA和WRBM的控制律的相關規律。
研究結論
針對彈性機翼風洞模型，採用頻域方法進行氣動伺服彈性系統建模以及陣風回響和陣風載荷分析。採用經典控制理論進行控制系統設計，並將設計的控制律套用於低速風洞試驗。理論分析和風洞試驗數據均表明：
(1) 針對多控制面彈性機翼，採用經典控制律理論設計的同時減小WTA和WRBM的陣風減緩控制律有效。
(2) 當來流速度為14m/s時，針對頻率為2Hz―3Hz的陣風，陣風減緩控制律在低頻段可使WTA和WRBM分別減小25%―35%和30%―40%。
(3) 當來流速度為10m/s―16m/s時，針對頻率為2Hz的陣風，陣風減緩控制律可使WTA和WRBM分別減小27%―34%和30%―40%。
(4) 本算例中陣風減緩控制律在低頻段對WTA的減緩效果直接影響該控制律對WRBM的減緩效果。故在進行陣風減緩控制律設計時，需要針對低頻段設計出能夠顯著減小WTA的控制律。相關的工作對工程實際中採用陣風減緩技術具有參考價值。
微型飛行器垂直陣風回響特性的實驗研究
簡介
微型飛行器是一種新型的飛行器，因其體積小、重量輕、使用靈活、成本低，故可廣泛套用于軍、民用領域的偵察、通訊、搜救、勘測等領域。由於其飛行速度較低，與風速在同一量級，且主要活動空間為湍流多發的超低空環境，所以陣風是對其穩定、安全飛行影響最大的因素之一。陣風的影響體現在改變來流速度和改變來流方向兩方面。由於低雷諾數下空氣的黏性效應和非定常效應顯著，雷諾數發生微小的改變也可能會導致微型飛行器氣動性能、穩定性和操縱性的急劇惡化。而來流方向的改變更直接影響了微型飛行器的實際迎角。垂直陣風在改變來流速度的同時也改變了來流方向，因此微型飛行器要走向實用化，其對垂直陣風的適應能力是必須解決的關鍵問題。
Florida大學、Notre Dame大學和美國空軍實驗室開展研究結果表明柔性翼微型飛行器有更好的陣風適應能力和平穩飛行能力。在低雷諾數風洞對一種自行設計的柔性翼微型飛行器進行了國內首次垂直陣風試驗，並與翼型、機翼平面形狀和尺寸大小均相同的固定翼飛行器進行了性能對比。
研究結果
為提高 MAV 的穩定性和抗風能力，進行了柔性翼微型飛行器的垂直陣風風洞試驗研究，並與剛性翼微型飛行器進行對比研究。試驗結果表明：垂直陣風環境下微型飛行器氣動特性數值變動劇烈，且振幅較大。試驗所用這種柔性結構微型飛行器在來流角度較大、且變動劇烈的情況下，由於後緣的變形翹起，延緩了失速。阻力較小，有利於長時間飛行。俯仰力矩在峰值回落後會出現平台期，縱向穩定性良好。PIV試驗揭示柔性變形有助於延遲翼面上的流動分離，但本次實驗還未涉及機翼變形量的影響，柔性翼的彈性模量和變形量與氣動特性的關係將在今後研究工作中給出。
