导弹地效区飞行空气动力和飞行力学特性研究

采用CFD和风洞试验技术,研究了导弹地效区飞行的空气动力和飞行力学相关特性。研究结果表明,导弹地效区飞行,由于受到地面效应的作用,其空气动力和飞行力学特性同常规自由空间飞行相比,发生了较大变化,常规导弹气动布局很难实现地效区飞行。由于地效区飞行运动响应十分复杂,加之飞行高度很低,这使现有飞行控制技术难以适应。这要求在气动布局设计中,必须将气动力、飞行力学和控制响应一体化考虑,气动布局技术是协调解决运动响应和动力学耦合的核心。     

直升机气动布局参数对飞行性能的推荐域分析

直升机气动布局参数对直升机的飞行性能有着显著的影响,使用多目标粒子群优化算法可以求解气动布局参数对飞行性能的推荐域,根据指标要求或者原准机型得到一组可以接受的飞行性能目标,求解直升机气动布局参数的推荐域,使得推荐域内气动布局参数组合的对应飞行性能不低于飞行性能目标,进而配合其它限制完成参数优化。根据这一方法对算例直升机的主旋翼轴、短翼和水平尾翼的气动布局参数进行分析,给出其对飞行性能的推荐域解集,表明该方法的有效性,并总结这些气动布局参数推荐域边界的主要规律。     

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。     

基于辨识模型的无人机鲁棒飞行控制方法

提出了一种基于系统辨识获取飞行动力学模型并进行鲁棒飞行控制律综合设计的方法。首先利用混合遗传粒子群优化算法,从真实试飞数据中辨识建立无人机动力学模型,然后基于随机鲁棒原理的设计方法和辨识模型,设计了无人机鲁棒飞行控制律。飞行试验验证表明,在无气动数据情况下所设计出的高性能鲁棒飞行控制律满足了无人机飞控研制的需求。     

现代飞行控制

20世纪60年代出现了飞行器随控布局 CCV 总体设计思想,取代了过去长期以气动布局为核心的飞行器总体设计思想。采用随控布局的设计思想,并发挥飞行控制的纽带作用,不但可充分发挥每一个环节的潜力,尤其可充分发挥气动布局、飞行器结构、推进装置及飞行控制四个环节的综合优化效能,从而大大提高飞行器的     

民用飞机大气传感器低速验证试验研究

飞机的大气传感器是获得飞机外部大气参数的重要的测量仪器,如果大气传感器自身精度不够,或者由于布置不合理引起的误差,就会引起飞行危险。为了验证气动设计的布局方案,选出传感器位置比较优化的方案,得到机头静压值随迎角变化不变的区域,同时总结出民机大气数据传感器布局设计验证的风洞试验方法。通过低速测压风洞试验和缩比传感器（风标和七孔探针）,测量得到大气传感器不同布局位置的气动特性。结果表明：大气传感器的布局位置对测量结果影响相当重要;试验结果与计算结果符合良好,满足气动设计要求。     

一种可重复使用天地往返升力体飞行器概念及其气动布局优化设计研究

通过调研和梳理国内外可重复使用天地往返运输系统的方案、任务剖面、气动布局、气动特点以及飞行性能等发展情况,综合使用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的CST方法,提出一种具有较好的继承性和可持续自主创新发展的新型的可重复使用天地往返升力体飞行器概念(FL-T1)。通过对其进行全速域的升阻特性、压心与质心布置、稳定性分析等,全面掌握了该升力体布局的气动特性。通过对该布局控制舵的匹配设计,研究了飞行器的操纵效率问题。通过多目标优化设计的思想,发展和完善了多目标优化计算方法和软件。针对本文提出的可重复使用天地往返升力体飞行器概念(FL-T1),开展了考虑气动力/气动热综合的多目标优化,获得了性能较优的优化布局。研究表明,该新型气动布局概念具有较大的高超声速配平升阻比、较好的减速特性、可接受的气动热环境、较好的高超声速稳定性和气动控制效率,可以作为未来可重复使用天地往返飞行器的潜在可行方案。在综合性能上,通过本文发展的多目标优化软件优化获得的一系列气动布局方案较初始气动布局,在所关注的方面均有显著的改进,可作为一系列备选方案供设计者选择。     

基于代理模型的气动外形平面参数多目标匹配设计

将Kriging代理模型和Pareto遗传算法引入气动外形平面参数匹配设计中,提出一种基于代理模型的多目标平面参数匹配设计方法。将拉丁超立方试验设计用于平面参数筛选,确定出参数匹配方案库;基于方案库的计算流体力学(CFD)分析结果构建Kriging气动代理模型;将Kriging模型替代CFD分析,用于气体布局参数匹配优化设计,提高了设计效率并保证了可信度;通过Pareto遗传算法优化解决多点设计要求下气动布局参数匹配问题,一次性给出参数匹配方案的最优解集,从Pareto前沿中根据设计偏向选择气动布局最佳匹配方案。以典型的双后掠布局平面参数多点匹配优化设计问题作为算例,研究结果表明:Kriging气动代理模型与实际CFD分析结果的误差均小于5%,满足精度要求;根据不同设计偏向,选择了3种参数匹配Pareto优化方案,与原样本方案相比超声速阻力减小6.0%~12.8%,跨声速升阻比增加0.01%~3.40%,证明了匹配设计方法的有效性;通过试验设计的Pareto分析与主、交互效应分析,获得了气动布局平面参数对气动性能影响的定量关系,能够为参数匹配设计提供依据。所提出的平面参数匹配设计方法可应用于其他常规与非常规气动布局型式。     

高超声速翼身组合布局的最优巡航配平研究

以一种类似X-34的翼身组合体为初始构型,研究高超声速下的最优巡航。为了获得最佳升阻特性,达到全机的力矩配平,通过改变机头弯度、翼型弯度和机翼扭转角,对机翼、机身进行耦合设计,研究其不同布局参数下的气动特性。与翼身组合布局的再入型可重复使用运载器进行比较,给出了适应临近空间小迎角下高超声速巡航飞行的设计方法。结果表明,所采用的配平设计方法是合理、有效的,得到的优化构型满足了高超声速最优巡航的要求。     

旋翼机总体设计的几个问题

结合自转旋翼特性及旋翼机设计的独特性,在直升机空气动力学和飞行动力学原理的基础上修改并建立了计算模型,解决了旋翼机气动布局、总体参数及旋翼设计等方面的难题.     

空间返回航天器气动外形设计与需求分析

本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及热力学性能的影响,提出升阻比和局部热环境是返回器气动外形选取的关键因素。系统阐述了各类返回航天器外形确定的总体设计思想,研究总结了各类返回航天器外形的效益、飞行性能、安全性以及返回控制综合性能。选取典型外形为研究对象,用Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、DSMC方法、NS/DSMC耦合算法、N-S解算器,对近连续过渡区绕流开展数值模拟研究,与飞行试验数据对比分析,提出须大力发展跨流域空气动力学数值模拟方法研究。     

高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形设计与布局研究

为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值.据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性.此外,针对优选出的+字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于+字布局但工程实现相对复杂的结论.     

飞翼布局无人机变形机翼设计与模型验证研究

对飞翼布局无人机变形机翼和变形机翼传动机构进行了设计,根据设计结果制作验证模型进行风洞实验和外场飞行试验,以此研究伸缩段机翼对飞行器机翼整体气动性能的影响。结果表明:采用变形机翼技术,可以通过实时控制机翼的气动外形保持较高的气动效率,提高飞机在巡航状态下的升力和高速飞行状态下的机动性,满足飞机在各种任务剖面的战术性能要求。     

斜置机翼技术的研究与发展

介绍了斜置机翼技术的发展过程,并对国外相关研究进行了分析和整理;根据超声速机翼经典理论,说明了斜置机翼可有效减小高速飞行阻力的原因及其可变几何外形的能力;分析了斜置机翼独特的非对称布局带来的非线性高度耦合的气动特性和飞行动力学特性,并阐述了针对这些特性所需的各个方面的设计;最后对斜置机翼的应用前景进行了展望。     

250座级翼身融合布局客机气动设计与优化

结合民机客舱结构设计参数和飞机总体设计参数要求进行气动布局设计,获得250座级翼身融合(BWB)布局客机初步气动设计方案.采用数值求解N-S方程的方法获得该布局在巡航和起飞条件下的纵向气动特性.结果表明,在巡航条件下α=2°时最大升阻比Kmax可达15.9.以固定巡航飞行升力系数下最小化飞行阻力作为目标优化了机翼展向几何扭转角分布.结果表明,优化后外侧机翼的负载减轻,减小了激波强度和波阻,从而提高了巡航升阻比Kcruise.Kmax由初始布局的15.9提高到20.7,Kmax由初始布局的15.4提高到19.2,与现役同座级客机接近.优化后起飞特性得到改善,巡航平飞时低头力矩减小,Cm0为更接近零的一小负数,利于操纵.     

大展弦比弹性机翼梁腹板厚度优化设计

在设计机翼时,要求机翼不仅要具有足够的强度,而且还应具有足够的刚度,以保证其满足气动特性要求及其他要求。翼梁腹板厚度设计对机翼强度和刚度影响很大。所以,如何设计翼梁腹板厚度的展向分布,使机翼满足强度要求和刚度要求,是一个非常有意义的问题。本文针对某无人机机翼结构,研究了满足静强度要求、气动特性要求和副翼操纵效率要求的弹性机翼腹板厚度展向分布的设计方法。首先,根据无人机机翼气动特性设计要求设计机翼的刚度大小沿展向分布;然后,根据展向机翼刚度展向分布设计机翼腹板厚度分布;最后,分析该无人机在给定设计飞行状态下的强度和副翼操纵效率,并对其进行优化。     

空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用

空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战.本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护等设计要求,提出了空天飞行器对机翼/翼型设计的新需求.基于一种新的宽速域翼型,采用数值模拟方法,开展三维流动下翼型与机翼平面形状的一体化优化设计,获得了一种翼型沿展向变化的新机翼,相对优化前,低速时机翼产生的升力效率提高了36.3％,超声速和高超声速升重平衡升阻比分别提高了33.4％和12.9％,新机翼能更好地兼顾低速、跨声速、超声速和高超声速气动性能的要求.将新机翼应用于典型空天飞行器,再通过全机气动外形优化设计,进一步提高了宽速域飞行时升重平衡下的使用升阻比,高亚声速时提高了5.9％,超声速时提高了10.3％,高超声速时提高了0.7％,解决了低速飞行时高升力与高速飞行时高升阻比的需求矛盾,并获得了一种满足宽速域总体设计要求的空天飞行器气动布局.研究成果具有一定工程指导意义.     

一种用于亚声速飞机概念设计的快速气动分析方法

<正>飞机概念设计阶段需要反复修改气动外形来优化气动特性。在飞机概念设计阶段,传统的方法采用工程算法来估算气动特性~([1])。这种方法的优点是计算速度快,但是只能适用于常规布局飞机,无法应用于非常规布局飞机气动特性估算。数值分析方法可用于非常规布局飞机气动特性估算,但建模过程较复杂,需要三维几何建模、网格划分、流场分析等,难以满足飞机概念设计中快速估算的要求。针对这一问题,本文基于参数化建模方法和快速气动     

MAV气动外形优化设计

针对微型飞行器的特点,抽象出其气动模型和飞行性能模型。采用单学科优化和多学科优化相结合的方法对常规气动布局进行了气动外形优化,并比较分析了单、多学科的优化结果,得出重要结论。     

飞翼布局无人机着舰飞行动力学分析

飞翼布局无人机具有独特的气动特性,研究飞翼布局无人机着舰飞行动力学特性对设计无人机着舰控制律具有重要意义。针对飞翼布局无人机着舰下滑飞行过程,建立六自由度飞行动力学模型,并通过对着舰飞行轨迹稳定性的分析,根据飞行品质对飞行轨迹稳定性的约束,计算达到一级飞行品质要求的着舰飞行速度。通过配平计算和小扰动线性化处理,得到无人机着舰下滑运动线性模型,并分析无人机纵向和横航向的固有模态特性。结果表明,飞翼无人机着舰下滑过程中,纵向的长、短周期模态及横航向的滚转和螺旋模态收敛但收敛慢,荷兰滚模态发散。