本文關(guān)鍵詞：飛翼無人機(jī)低速著陸狀態(tài)抖振響應(yīng)研究

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【摘要】：基于RANS方程和SST湍流模型,采用飛翼無人機(jī)升力系數(shù)判據(jù)、俯仰力矩判據(jù)和表面極限流判據(jù)等對(duì)抖振始發(fā)迎角度進(jìn)行了預(yù)測(cè)估計(jì)。基于較為詳細(xì)的結(jié)構(gòu)模型和氣動(dòng)模型,構(gòu)造了結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)的耦合求解技術(shù),同時(shí)采用彈簧近似光滑和局部重構(gòu)組合方法對(duì)氣動(dòng)的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行更新;然后分別在時(shí)頻域內(nèi)分析了飛翼無人機(jī)的抖振載荷響應(yīng)。研究結(jié)果表明:基于CFD的RANS方程、SST湍流模型及各類判據(jù)預(yù)計(jì)剛性飛翼無人機(jī)在低速大迎角狀態(tài)下的抖振始發(fā)迎角可以得到較為合理的結(jié)果;采用升力系數(shù)判據(jù)、俯仰力矩系數(shù)判據(jù)預(yù)測(cè)的抖振始發(fā)迎角與表面極限流判據(jù)預(yù)測(cè)的始發(fā)迎角相比要保守一些;而表面極限流判據(jù)方法能給出翼面氣流流動(dòng)的細(xì)節(jié),采用此判據(jù)可以分析對(duì)比不同迎角下的翼面氣流流動(dòng)變化情況;與氣動(dòng)彈性及嗡鳴響應(yīng)相比,抖振是一種強(qiáng)迫振動(dòng),其響應(yīng)頻率并不單一。
【作者單位】： 中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所;西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院;西北工業(yè)大學(xué)無人機(jī)所;
【基金】：陜西省自然科學(xué)基金(2013JM015)重點(diǎn)資助項(xiàng)目
【分類號(hào)】：V279
【正文快照】： 引用格式:許軍,馬曉平.飛翼無人機(jī)低速著陸狀態(tài)抖振響應(yīng)研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2016,48(4):536-543.Xu Jun,Ma Xiaoping.Buffeting response of flying-wing UAV in low-speed landing condition[J].Journal of NanjingUniversity of AeronauticsAstronautics,2016,48

【相似文獻(xiàn)】

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