通用直升机雷达散射特性及RCS减缩

采用物理光学法和等效电磁流法作为RCS(Radar Cross Section)数值计算方法,通过对某飞机模型的实验测试,验证了算法的有效性.建立了某通用直升机的几何外形模型,计算RCS特性并分析其重要散射源.进行机身外形和旋翼的RCS减缩研究,提出了通用直升机隐身外形设计方法.改形后全机雷达散射水平在头(尾)向和侧向分别降低至原型的10％和1％,且静稳定性及有效容积基本不变.通用直升机进行外形隐身设计后,旋翼成为全机的重要散射源(特别在头向及尾向),还须采用其他方法进行RCS减缩.     

导弹的RCS计算研究

 综合应用高频RCS分析方法,包括物理光学法、几何绕射理论、物理绕射理论和等效电磁流法等计算了导弹各种散射源如平板、圆柱、二次曲面、边缘等的RCS.结合计算行波和二面角散射的经验公式,计算了导弹整体的RCS.计算结果与测试结果吻合较好,表明如果对目标的散射源分析正确、模拟准确,高频方法的计算结果可以满足工程分析的需要.其主要散射源在头向为雷达天线或红外导引头,在侧向为弹翼之间的二面角以及弹身、弹翼.     

通用直升机雷达散射特性及RCS减缩

采用物理光学法和等效电磁流法作为RCS(Radar Cross Section)数值计算方法,通过对某飞机模型的实验测试,验证了算法的有效性.建立了某通用直升机的几何外形模型,计算RCS特性并分析其重要散射源.进行机身外形和旋翼的RCS减缩研究,提出了通用直升机隐身外形设计方法.改形后全机雷达散射水平在头(尾)向和侧向分别降低至原型的10%和1%,且静稳定性及有效容积基本不变.通用直升机进行外形隐身设计后,旋翼成为全机的重要散射源(特别在头向及尾向),还须采用其他方法进行RCS减缩.     

两种隐身飞机模型的雷达散射特性测试与分析

对2种隐身飞机的仿真模型进行了雷达散射特性测试与分析.其所采取的隐身措施是:控制散射波峰的方向与数量,增大占位比,表面金属化,三倾斜式进气道及舵面缝隙菱形槽设计.主要结果和结论是:2种隐身飞机在头向附近的雷达散射截面(RCS)不大于5?dB·m²,说明现代战斗机非常重视头向的隐身.减少强散射方向的数目有利于飞机隐身.垂尾倾斜后与机身或机翼仍构成不完整的二面角具有较强散射.采取隐身措施总的效果是使飞机重要的头向和侧向暴露距离减小、总体可探测范围减小、少数方向暴露距离大但范围窄.     

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.      

翼形几何参数对机翼散射特性的影响

系统地揭示了翼形几何参数对机翼的空间散射特性、极化散射特性的影响规律.研究发现,在垂直极化状态下用理论尖劈公式计算机翼后缘绕射的计算结果与实验结果相差甚远.提出在垂直极化状态下机翼后缘绕射的计算必须将后缘厚度考虑在内的见解.对于水平极化,前缘散射波峰只与前缘半径有关;而对于垂直极化,前缘散射波峰与翼形最大厚度以及最大厚度位置有关.给出前后缘散射波峰的工程估算公式,为低雷达散射截面( RCS )机翼设计提供依据.     

弹翼角反射器效应的雷达散射截面分析

分析了弹翼与一般直两面角的角反射器效应的不同,从等效截面法分析一般直两面角角反射器效应的雷达散射截面(RCS),推导出用等效截面法分析弹翼角反射器效应的工程计算公式,通过计算弹翼、弹体组合的侧向散射特性进行了验证;引入涂敷吸波材料的平板RCS的反射系数计算方法,采用两个反射系数表示角反射器效应的两次吸收/反射效应,最后用反射系数法分析了涂敷吸波材料后的弹翼散射特性.     

介质参数对吸收体电磁散射影响的研究

二维周期渐变微波吸收体由金属基体和涂敷有耗介质构成。有耗介质的厚度、介电常数和磁导率是影响吸收体电磁散射特性的主要因素,因此有必要分析这些参数对吸收体电磁散射特性的影响。根据吸收体的二维周期性结构特点,把分析介质参数对吸收体雷达散射截面(RCS)的影响简化成分析介质参数对涂敷导体二面角RCS的影响。利用矩量法给出涂敷导体二面角的RCS随介质参数变化的计算例子,并结合天线阵列技术算出最佳介质厚度时吸收体的RCS。     

机翼的雷达散射截面计算

飞机雷达散射特性是影响飞机生存力的重要因素之一。在镜面反射得到控制后，机翼成为影响飞机雷达散射特性的重要散射源。利用物理光学和物理绕射理论计算翼的雷达散射截面。在计算中不仅考虑了机翼表面和后缘尖劈的散射，而且也考虑了由于面分块造成翼面不连续而形成的尖劈散射。     

分布式电推进飞机概念方案气动特性快速评估方法

分布式电推进（DEP）飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率，但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈，气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率，降低研制成本，采用线性无黏的涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)、涡格法-非定常涡格法(VLM-UVLM)及加入黏性修正的VLM(Modified-VLM)提出气动特性快速评估方法。对单机翼、单螺旋桨/机翼耦合、X-57机翼(巡航、高升力状态)及分布式螺旋桨/机翼耦合构型的气动特性进行快速评估。与基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器的结果对比，单机翼和单螺旋桨/机翼升力系数和阻力系数一致性良好，误差最大不超过8.2%；俯仰力矩系数在同一数量级。X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的升力系数与RANS方程结果吻合度较高，误差最大不超过10%。考虑黏性修正的VLM所计算的X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的总阻力系数与RANS方程结果趋势一致。分布式螺旋桨滑流增加机翼的动压，使机翼局部有效迎角发生改变，改变了机翼当地升阻特性。所提方法为分布式螺旋桨飞机在早期设计阶段气动特性快...     

基于MLFMA的飞行器锯齿边板散射特性分析

为精确求解散射问题,采用混合场积分方程、多层快速多极子算法(MLFMA, Multilevel Fast Multipole Algorithm)和共轭梯度算法的迭代技术,并改进了多极子模式数.金属球双站雷达散射截面(RCS,Radar Cross Section)的算例表明,该方法在保证精度的前提下,降低了内存和计算时间;分析了锯齿边板的电磁散射特性,总结了锯齿边板相对于直边板在不同角域内的RCS减缩特性以及RCS减缩与入射频率变化之间的关系:随着入射频率的增高,RCS减缩效果迅速提高,且垂直极化减缩效果较水平极化减缩效果好.该结论可以用来提高飞行器的隐身性能.      

滑翔再入飞行器横侧向耦合姿态控制策略

针对气动舵面仅为两片体襟翼的欠驱动构型可重复使用运载器(RLV)再入过程中的强耦合现象,提出一种基于此类布局飞行器耦合特性的横侧向控制策略。在分析惯性耦合、运动耦合和稳定性耦合的产生机理与规避方式的基础上,计算标称轨迹下的急滚稳定边界并将倾侧角指令速率限制在此边界内以稳定惯性耦合;针对现有的荷兰滚模态预测式不适用于此布局飞行器的问题推导出一种新的荷兰滚运动预判方法,并根据预判结果设计控制增益。最终得到低动压下体襟翼-反作用力控制系统(RCS)复合控制策略和高动压下体襟翼单独作用的横侧向耦合控制策略。六自由度(6-DOF)仿真结果表明该控制策略能很好地跟踪制导指令并且能最大限度利用气动舵面以减少RCS燃料的消耗。      

V形尾翼的气动特性研究

为了研究具有良好隐身特性的V形尾翼的气动设计准则,通过风洞实验,探讨了机翼不同上反角和副翼位置对V形尾翼的飞机全机气动特性的影响.比较了两种V形尾翼与常规尾翼的纵、横向气动特性.研究结果表明,机翼上反引起全机偏航力矩曲线呈非线性;靠近翼根的副翼偏转引起副翼偏航效率与其滚转效率同样量级.因此,设法使尾翼避开不对称的下洗流场的影响是V形尾翼设计的一项重要准则.      

共轭梯度－快速傅里叶变换解齿状结构散射场

利用共轭梯度－快速傅里叶变换法（ＣＧ－ＦＦＴ）求解了谐振区齿状散射目标的雷达散射截面（ＲＣＳ）．通过共轭梯度－快速傅里叶变换求解电场积分方程（Ｅ－ＦＩＥ），给出齿状散射体的雷达散射截面．适当选取基函数和检验函数，将电场积分方程离散化，从而获致准确度较高的ＣＧ－ＦＦＴ实用程序，节省内存，提高了计算速度，缩短了计算时间．     

末端制导飞行轨迹的仿真与试飞

提出了战斗机完成制导装置末端制导阶段飞行轨迹的仿真和试飞方法.末端制导阶段的飞行轨迹要求进入段尽可能减小高度损失,并在俯冲段满足精确的轨迹跟踪.采用6自由度全量非线性方程,考虑纵向和横航向运动的相互耦合关系,通过对飞机的高速度、大俯冲角、大落差飞行全过程进行仿真研究,分析了3种利用滚转操纵进入俯冲的情况,获得了满足高精度飞行轨迹的操纵方案,即在进入段,先操纵副翼使滚转角接近180°,拉杆使俯冲角满足轨迹要求后,再反向操纵副翼使飞机正飞进入俯冲.通过飞行试验验证了方案的合理性和有效性.研究表明:该方法在保证飞行安全的前提下,提高了飞行轨迹精度和试飞效率.     

雷达散射截面对飞机生存力的影响

飞机的雷达散射截面(RCS)是影响飞机生存力的重要因素之一.建立了飞机对由预警雷达、截击机和地空导弹组成的现代化空防系统的生存概率的计算方法.其中包括发现概率、击中概率和击毁概率的计算.在计算发现概率时,考虑了天线方向图传播因子和大气损耗的影响;在计算击中概率时,考虑了信噪比对脱靶距离的影响.通过计算,分析飞机的RCS对生存力的影响.研究结果表明,减缩飞机的RCS不仅可以显著降低飞机被探测的概率,而且还可以缩短截击机和地空导弹对飞机的最远拦截距离.为提高飞机的生存力必须降低飞机的RCS.     

基于任务的飞机大迎角飞行品质评定准则

针对现代战斗机大迎角飞行品质缺少量化评定准则的问题,在常规飞行品质评定准则的基础上,采用基于任务的飞行品质评定方法,通过主观评估和客观评估,对多个具有不同电传操纵特性的飞机进行飞行品质评定,由此建立了定量的横向和纵向的大迎角飞行品质评定准则.将所得到的基于任务的大迎角飞行品质评定准则与常规飞行品质评定准则对比,结果表明:具有更大阻尼比和更大短周期操纵期望参数,在横向具有更大滚转模态时间常数的飞机,其大迎角飞行品质等级更优.建立的这一准则更适用于战斗机大迎角飞行的飞行品质评定研究,并可作为现代战斗机的设计标准.      

倾转旋翼无人机最优过渡倾转角曲线

建立了典型三点式倾转旋翼无人机动力学模型,针对过渡过程,开展最优倾转角曲线研究以减小横侧控制耦合对纵向运动影响和过渡过程能耗。基于倾转角曲线对过渡过程的影响分析,提出了改进运动剖面算法对倾转角曲线进行参数化设计;并提出两阶段优化方案来对参数进行优化。第1阶段,综合考虑横侧控制耦合度最低和过渡过程能耗最小目标,以曲线参数为优化变量,构建了最优倾转角问题模型,采用遗传算法进行优化求解。第2阶段,引入舵机动力学模型,考虑过渡时间和系统超调进一步优化以减小结束阶段的超调。与2种现有典型倾转角曲线对比结果表明:给定过渡时间,设计的最优倾转角曲线有效地降低横向控制耦合程度和过渡过程的能耗,且减小结束时超调。