大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性

大展弦比飞翼构型取消了垂尾和方向舵,通常采用开裂式方向舵和多组升降副翼组合来实现滚转和偏航操纵.通过与常规的侧力类方向舵对比,揭示了阻力类开裂式方向舵的操纵机理,包括偏航和滚转力矩产生原理以及操纵效能等.对大展弦比飞翼构型的横航向配平能力和协调机动能力进行了分析,并与常规飞机进行了对比,研究结果表明单发失效对偏航操纵效能要求最高,需要适当地增加开裂式方向舵的舵容量或对现有布局进行改进设计.      

大展弦比飞翼布局飞机新型操纵面设计

大展弦比飞翼布局飞机取消常规布局的安定面和操纵面,本体的 动态特性出现许多不足.介绍了在该新布局飞机上采用的升降副翼和开裂式方向舵等 新型操纵面的气动特点,并在计算空气动力学的基础上分析了其三轴控制效率.引进舵容量 的概念提出了操纵面的参数化设计方法,基于飞机的可控性对各新型操纵面的操纵效率需求 进行了评估,最终对某型飞机的操纵面初步设计进行了修正.研究结果为飞翼布局飞机的操 纵面设计提供了一套实用的方法.      

飞翼布局飞机舵面偏转速率设计

舵面偏转速率的大小是飞机飞行控制系统设计的重要约束之一.当偏转速率饱和时,在外界干扰或操纵下,飞机可能进入自激振荡(PIO)状态,导致飞行品质下降.建立了飞翼布局飞机舵面偏转速率限制值的设计方法,给出了某大展弦比飞翼布局飞机的三轴主操纵面偏转速率设计的算例,分析了偏转速率限制对飞机动态响应特性的影响及其与飞机本体气动导数、转动惯量、展弦比构成的组合参数间的关系.结果表明:对于大展弦比飞翼布局飞机而言,其横向主操纵面偏转速率限制值要求最高,纵向次之,航向最低.研究方法和结果可用于飞翼布局飞机的操纵舵面与飞行控制系统初步设计时参考.      

飞翼布局飞机侧风起降特性

飞翼布局飞机的动态特性与常规飞机相差较大,在侧风起降过程中呈现出新的运动特性。对侧风起降过程中飞翼布局飞机的配平特性与响应特性进行了计算与分析,掌握了其区别于常规飞机的特点,侧风对飞翼布局飞机起降安全影响最严重为侧翻效应;结合新型操纵舵面的操纵特性与使用特性,对飞翼布局飞机起降阶段的效能需求开展了分析;通过对常用的侧风操纵策略进行了仿真计算与对比分析,提出了适用于飞翼布局飞机的侧风起降操纵策略。     

飞翼布局作战飞机起降特性分析

飞翼布局作战飞机采取新型操纵面,且取消了常规的用于起降增升的襟翼装置,研究了该特殊构型飞机起降飞行的操纵新机理.以一种飞翼布局飞机为例,根据风洞试验的结果比较了典型的飞翼与常规布局作战飞机低速气动特性的差异;进而计算了其起降性能,并与典型常规布局作战飞机F-16进行了对比分析.结果表明,由于全翼面的布局设计,飞翼飞机具有翼载荷低的特点,使其更容易满足起降性能的要求.研究结果对飞翼布局作战飞机的设计和性能评估具有重要的参考价值.     

多操纵面无尾布局飞机横航向控制

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面单侧作动和同步差动对无尾布局飞机横航向气动特性的影响.结果表明:在线性段,升降副翼和襟副翼正向单侧作动以及同步差动都具有一定的增升效果,全动翼尖单侧作动使得全机升力系数减小.操纵面作动对偏航力矩控制的规律性不明显,通过比较发现全动翼尖单侧作动对偏航力矩的控制效果要高于升降副翼和襟副翼作动.操纵面作动对滚转力矩具有较好的控制效果.升降副翼和襟副翼正向作动均会带来负的滚转力矩,舵偏角度越大负向滚转力矩越大.升降副翼作动对滚转力矩的控制效率高于襟副翼,全动翼尖作动对滚转力矩的控制效率较低.相比单侧作动,两侧同步差动可以提高滚转力矩控制效率.     

小展弦比飞翼战机滚转轴操纵效能需求特性

基于MIL-STD-1797A中关于Ⅳ类飞机的飞行品质规范,对小展弦比飞翼战机的滚转轴操纵效能进行了研究.建立了滚转性能要求和滚转操纵效能要求之间的关系,由于翼身融为一体,飞翼的滚转轴转动惯量通常比常规战斗机大很多,因此其对滚转轴操纵效能的需求更大;由于取消了垂尾,小展弦比飞翼的横向静稳定性较小,操纵面偏转产生的侧力也较小;由于采用多组新型操纵面及控制分配技术,飞翼战机可以实现三轴操纵解耦;因此在侧风起降、非对称装载情形下,与常规飞机相比,小展弦比飞翼战机对滚转轴操纵效能的需求具有诸多新特点.     

大展弦比飞翼作战飞机横航向飞行品质特性

基于MIL-STD-1797A飞行品质规范,开展了针对大展弦比飞翼作战飞机滚转轴和偏航轴飞行品质特性的研究.随着控制系统对系统动态特性调节作用的日益增强,由飞机构型所引起的动态响应特性差异已变得越来越小,飞翼飞机的闭环滚转模态、螺旋模态、滚转-螺旋耦合振荡、荷兰滚模态、驾驶员座位处的侧向加速度等均可达到较好的飞行品质,但稳态配平特性主要受构型的影响,不能完全满足飞行品质的要求;分析了大展弦比飞翼作战飞机在快速滚转、侧风起降和非对称推力情形下的对滚转轴和偏航轴操纵效能的要求,由于气动构型和操纵面配置等差异,大展弦比飞翼作战飞机在完成某些飞行任务时对操纵效能的需求与常规构型的飞机存在着较大差异.     

飞翼布局飞行器副翼性能及重构分析

针对飞翼布局飞行器副翼在偏转过程中引起的纵横航向运动耦合的问题,应用升降舵、副翼和阻力舵协调偏转的方法进行控制.为提高飞翼飞行器的生存性,对舵面故障时的重构方法进行了研究.升降舵故障时,直接应用伪逆法即可应用副翼完成重构;阻力舵故障时,为解决伪逆法带来的系统不稳定及重构后系统稳态精度差的问题,将一种基于劳斯稳定判据的、加入了比例-积分控制器的改进伪逆法引入重构.仿真结果表明:该方法在保证系统稳定的基础上能够使系统性能得到最大程度的恢复.     

大展弦比飞翼构型飞机阵风载荷减缓控制

大展弦比飞翼构型具有优越的气动和隐身特性,但由于构型原因无法配置常规操纵面,因此常规构型飞机的阵风减缓控制方法不再适用. 研究了大展弦比飞翼构型飞机新型多操纵面的典型配置方案,同时对其应用直接升力方法进行阵风减缓控制时的新的操纵及控制原理进行 了分析.采用极点配置方法设计了相应的阵风减缓控制律,并且通过有关的准则检验了该控制律的效果.最后通过计算并比较开环和闭环飞 机的频谱响应,验证了该控制律减缓飞机阵风响应的有效性.      

飞翼布局飞机阵风减缓主动控制风洞试验

飞翼布局飞机具有优越的隐身和气动特性,但由于布局原因无法配置常规控制面,因此常规布局飞机的阵风减缓控制方法不再适用。针对大展弦比飞翼布局飞机,设计了风洞模型、具有沉浮和俯仰2个方向自由度的支持系统以及能够产生连续正弦阵风的阵风发生器,采用经典控制律理论设计了能够同时减缓翼尖过载和翼根弯矩的3组控制方案,开展了阵风减缓主动控制风洞试验,对开、闭环试验数据进行了分析。试验数据表明,和正常式布局飞机不同,阵风引起的飞翼布局飞机的翼尖过载和翼根弯矩在俯仰模态对应的频率处有一个很大的峰值,而在一弯频率附近峰值比较小;对于不同控制面组合,阵风减缓效果不一样;对于飞翼布局飞机,选用合适的控制面组合可以有效减缓阵风载荷和阵风响应。     

基于准则的大展弦比飞翼气动设计

从设计实际出发,为切实提高气动性能,开展了大展弦比飞翼无人机(UAV)的气动设计及分析研究.在设计分析过程中,依据飞翼无人机的特征,提出了气动设计准则;基于设计准则,采用更新设计的策略,结合变可信度数值模拟、代理模型优化方法构建了优化设计框架;针对飞翼无人机开展了参数化表达、无限插值网格自动生成以及多轮更新优化,得到了优化推荐构型;应用γ-Re_θt转捩模型方法对优化构型的气动性能进行了细致地验证分析.研究结果表明:通过气动设计,飞翼无人机设计构型很好地契合了设计准则,其巡航升阻比相比最初的原始构型提高了14%,γ-Re_θt转捩模型能较细致地分析大展弦比飞翼的流动特征.      

机翼后缘连续变弯度对客机气动特性影响

后缘连续变弯度机翼在提高民用客机气动特性方面有较大的潜力,近年来被广泛关注。基于建立的全局优化设计系统,研究了机翼后缘连续变弯度对宽体客机翼身组合体气动特性的影响。首先,采用自由型面变形(FFD)技术建立了后缘连续变弯度的参数化方法。然后,采用RANS方程作为流场评估方法,针对翼身组合体构型设计点附近升力系数开展了机翼后缘连续变弯度气动减阻优化设计。最后,探索了仅外翼段后缘连续变弯度和内外翼后缘均连续变弯度优化设计结果的异同。优化结果表明,升力系数小于设计升力系数时,在只考虑外翼段后缘连续变弯度的设计中,不易实现激波阻力和诱导阻力同时降低,考虑内翼段后缘连续变弯度后,减阻量较前者更为明显;升力系数大于设计升力系数时,外翼段和内外翼的后缘偏转均可实现诱导阻力和激波阻力的同时降低,且减阻量相差不大。     

双三角翼飞机气动力工程计算研究

 双三角机翼比三角机翼气动布局具有更优越的升阻特性.飞机空气动力的工程计算是用数值方法寻求飞机最优设计方案的基础.采用基于面积比思想的半经验工程算法计算了双三角翼飞机的升力系数曲线斜率、零升阻力系数和诱导阻力因子.结果经风洞试验数据校验,精度完全能满足飞机方案设计要求.算法在某改型飞机方案设计中得到了成功的应用.     

大展弦比柔性机翼气动特性分析

长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD/CSD耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.