赵忠良
- 作品数：50 被引量：162H指数：8
- 供职机构：中国空气动力研究与发展中心更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术更多>>
- 1.2m×1.2m高速风洞大振幅动态试验系统及其初步应用被引量：4
- 2005年
- 高速大迎角动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器性能的重要参数之一。本文简要介绍了在CARDC的1.2m×1.2m高速风洞的大振幅动态试验系统。试验M=0.40,0.60,0.80;振幅为15°3、0°;振动频率分别为0.84Hz、1.47Hz、2.84Hz和4.41Hz。初步分析试验研究所揭示的70°三角翼模型高速大迎角动态气动特性,结果表明:M数、迎角振荡的幅值和K值(振动减缩频率)是影响70°三角翼模型动态迟滞气动特性的主要参数。
- 李其畅伍开元赵忠良郑世华徐永长黄存栋王涛
- 关键词：风洞试验动态失速大振幅俯仰非定常空气动力
- 基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟被引量：21
- 2012年
- 针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型;采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算;使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了美国国家航空航天局(NASA)窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行,研究耦合方式和时间步长的影响。仿真结果表明,双时间步三阶Adams耦合方法,同等精度下可以显著增大时间步长,缩短仿真时间。最后,采用该方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行,模拟结果与试验值吻合较好。
- 达兴亚陶洋赵忠良
- 关键词：数值模拟嵌套网格
- 2m量级高速风洞强迫振动动导数试验技术研究被引量：2
- 2016年
- 为满足大型运输机、先进战斗机、推进与机体一体化布局等现代高性能飞行器动导数风洞试验研究的需求,基于小振幅强迫振动动导数试验原理,在中国空气动力研究与发展中心2m量级高速风洞（FL-26和FL-28）建立了一套俯仰、滚转及偏航的三通道动导数试验技术。在试验系统研制过程中,首先采用强度高、刚性好的航空轻质铝材和复合材料解决了亚跨超声速条件下大尺度试验模型研制问题;其次,结合动力学和运动学仿真分析手段,实现并优化了大载荷试验装置传动机构设计以及α、β耦合双转轴支撑结构设计的难题;最后,在测控系统研制部分,通过电机选取、电磁干扰屏蔽、滤波器设计等技术手段进一步提高了测试系统的精度。试验系统设计技术指标Ma=0.4-4.25,迎角α=-35°-35°,侧滑角β=-15°-15°,传动机构法向承载载荷≤10 000N。SDM标模的验证试验结果表明,直接阻尼导数与文献值一致性较好,重复性试验数据误差基本控制在10%以内。目前,该项试验技术已经成功应用于某大型飞机模型的动导数风洞试验。
- 陈建中赵忠良范长海李玉平谭显慧王晓冰
- 关键词：高速风洞风洞试验
- 窄条翼导弹俯仰机动中滚转失稳及其控制过程被引量：2
- 2016年
- 窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影响,并验证三通道解耦控制方法的有效性,针对典型俯仰机动过程,分别利用2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验平台和耦合气动/运动/控制的一体化数值计算方法开展了相关研究。结果表明,风洞试验和数值模拟均成功预测了俯仰拉起和保持过程中的滚转自激失稳运动及其引起的纵、横向耦合运动,针对该机动过程,三通道解耦控制方法能够有效抑制滚转运动,保持姿态稳定。
- 王晓冰赵忠良李浩达兴亚陶洋
- 关键词：风洞试验闭环控制
- 某飞行器大攻角通气测力试验装置研制与应用被引量：4
- 2020年
- 为研究模型在大攻角通气条件下的气动特性,研制专用通气测力风洞试验装置,该装置由1台六分量天平、2个波纹管及其他零件组成。波纹管实现模型的通气及气密性需求,天平实现模型的测力需求。采用ANSYS软件模拟分析了天平、波纹管的特性,获得了详细结构以及波纹管对天平干扰的理论结果,通过静态校准分别得到天平、测力装置工作公式,对比结果表明,有限元分析与实测结果一致。利用风洞试验进一步检验该测力装置的测量准确性,结果显示,该测力装置达到设计指标,满足该类型风洞试验需求。
- 苗磊贺中赵忠良徐志伟
- 关键词：大攻角天平测力装置波纹管
- 一种临近空间飞行器静/动态气动特性研究被引量：5
- 2017年
- 临近空间飞行器典型气动布局给其气动特性尤其是飞行稳定性带来诸多问题,危及飞行安全。为此,针对类HTV-2飞行器布局方案,开展了高超声速飞行时的气动特性研究。通过数值计算和试验结果的对比可见,两者具有较好的一致性,同时看出飞行器具有较高的升阻比,纵横向为静态稳定,并且给出了气动特性在不同飞行速度和高度条件下的变化规律;飞行器单自由度运动具有动态稳定性特性,但是通过风洞试验进行的两自由度耦合运动动态特性试验可以看出,在强迫俯仰运动下滚转出现振荡运动。
- 李乾赵忠良叶友达陶洋马上李玉平王晓冰
- 关键词：高超声速升阻比稳定性
- 大迎角非定常气动力的模糊逻辑建模方法研究
- 应用模糊逻辑算法，建立了非线性非定常气动力的模糊逻辑模型。利用高速风洞大振幅俯仰振荡动态试验数据验证了模型的有效性，并讨论了隶属函数类型和加权运算方法对模糊逻辑模型精度的影响。结果表明：所建立的模糊逻辑模型在高速范围内仍...
- 杨晓娟赵忠良王红彪杨海泳马上
- 关键词：大迎角非定常气动力数学模型模糊逻辑
- 文献传递
- 风洞虚拟飞行试验模拟方法研究被引量：16
- 2011年
- 风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上,让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面,来实现较为逼真的模拟飞行器真实机动运动过程,进而达到探索其气动/运动耦合机理的目的。发展风洞虚拟飞行试验,其模拟方法是必须要解决的核心理论问题。针对某典型导弹,开展了铅垂平面内三自由度俯仰运动的开环控制和闭环控制飞行仿真模拟,分析了风洞虚拟飞行试验和真实飞行之间的主要差异及其影响,研究了风洞虚拟飞行试验的模拟方法。结果表明:对铅垂平面内的三自由度俯仰运动,采用俯仰角速度反馈的经典三回路自动驾驶仪闭环控制方式,风洞虚拟飞行试验能够较为逼真地模拟真实飞行过程。
- 李浩赵忠良范召林
- 关键词：闭环控制飞行仿真
- 80°/65°双三角翼摇滚特性风洞实验研究被引量：1
- 2009年
- 介绍了在FL-23高速风洞中研究自由摇滚的装置、试验方法、数据采集等试验技术。在马赫数从0.3到0.6范围内,对应的雷诺数从0.56×107/m至1.126×107/m范围内,开展了双三角翼大迎角下的摇滚特性的研究,包括迎角、马赫数、初始释放等参数的影响,给出了典型的结果。结果表明,随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚、双周期震荡等;试验中马赫数提高对翼摇滚起抑制作用;摇滚运动的最终平衡状态和摇滚幅值与初始状态无关。
- 陶洋范召林赵忠良
- 关键词：大迎角双三角翼
- 方形截面导弹动态摇滚特性研究被引量：3
- 2009年
- 介绍了高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了方型截面导弹大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,方形截面导弹呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚、双周期震荡和等速滚转。最后对摇滚的机理进行了探讨与分析。
- 陶洋范召林赵忠良杨海泳
- 关键词：大迎角
