双发飞翼布局保形尾喷管燃气舵概念设计

针对飞翼布局操纵效能低、稳定性差等不足,基于大展弦比双发动机布局飞翼无人机,开展了保形尾喷管燃气舵概念设计,分别设计了一种燃气方向舵与燃气升降舵。结合可靠的计算流体力学(CFD)计算方法,获取了全机纵向和横航向气动特性,并与常规气动舵设计进行了对比。研究表明:燃气方向舵比传统阻力方向舵具有更好的偏航操纵效率,且基本不影响全机升阻特性和俯仰力矩特性;燃气升降舵与内翼段开设升降舵时俯仰操纵效率接近,且在小迎角下具有显著的俯仰操纵效率,带来的附加阻力较小。     

进排气系统对飞翼布局无人机升阻特性的影响研究

飞翼布局以其在气动效率、结构强度、隐身性能上的突出优势,被广泛应用于先进的无人侦察作战飞机的气动外形设计。采用自适应超椭圆方法设计了菱形进口S形进气道和二元喷管,并进行了飞翼布局无人机与进排气系统的一体化设计。通过数值计算研究了进排气系统对飞翼布局无人机升阻特性的具体影响。结果表明,在特定的迎角范围内,进排气系统的安装有利于飞翼布局无人机的增升和减阻,将会带来飞机机身表面压力分布的改变。     

“同翔”号无人机的升阻特性与纵向静稳定性

介绍了"同翔"号无人机设计的基本情况;采用涡格法气动软件AVL,对"同翔"号飞机的气动特性进行了理论分析,并根据计算结果讨论了该飞机的升阻特性和纵向静稳定性等。研究表明,"同翔"号无人机的气动性能良好,升阻特性及纵向静稳定性满足既定要求。     

制空型无人机的关键技术、气动布局及特性

制空型无人机是未来有人/无人战斗机的重要发展方向。本文分析了制空型无人机的技术特征,指出了它的两条发展途径——即有人战斗机的无人化,以及飞翼布局无人机的升级设计。研究了其技战术要求与关键技术,总结了制空型无人机的两大气动布局,即中小展弦比扁平融合体气动布局和中大展弦比飞翼/无尾布局,在此基础上提出了一种可能的气动布局形式,即小展弦比(鸭式)飞翼布局。最后,对制空型无人机的气动布局设计要求进行了提炼总结,希望能给相关设计人员带来一定的启示。     

弯折翼尖对飞翼布局飞机气动特性影响

为提升无尾飞翼布局飞机航向控制能力,以典型飞翼布局飞机模型为研究对象设计了翼尖可绕弦线方向偏转结构。基于FL-14风洞单自由度动态试验系统开展了静态和动导数试验,研究了飞翼布局飞机基本气动特性及翼尖偏转对全机气动特性的影响。结果表明：无尾飞翼布局飞机航向呈静不稳定,航向动稳定性极弱,航向增稳设计及控制很有必要;翼尖偏转有助于增强飞机的航向静、动稳定性,并很好地解决了传统阻力类舵面航向增稳时导致全机升阻比下降气动效率降低的问题;翼尖偏转能够有效改善飞翼布局飞机恶化的荷兰滚模态使之趋近于常规布局飞机模态,这有利于简化飞机横航向控制律设计方法。弯折翼尖结构具有舵面少、效率高的特点,是航向增稳的有效手段,具有应用价值。     

某型无人机舰载滑跃仿真分析

对某型大展弦比无人机能否实现上舰进行了起飞仿真分析。首先对无人机的模型进行CFD计算,然后将得到的气动数据用于该无人机的起飞论证中,最后通过改变大展弦比无人机机翼的外形参数来改善飞机的气动性能,实现了满足迎角和下沉量要求下的舰载起飞。研究结果表明,通过调整机翼外形参数来改善升阻特性,可以实现舰载起飞,可为将来同类型的无人机上舰提供一定的借鉴和参考。     

双喉道喷管与飞翼布局无人机气动数值研究

利用超椭圆方法,设计了双喉道射流矢量喷管的气动外形,并采用S-A湍流模型数值研究了次主流压比、次流方向及喷管外形参数对其气动特性的影响。研究表明,当确定次主流压比SPR=3时,可依次确定该型喷管外形参数分别为空腔长度l=3h,空腔扩张角θ1=10°,空腔收敛角θ2=30°,二次流注入角α=120°时,矢量喷管的气动特性最优。将设计的气动最优喷管与飞翼布局无人机后体进行一体化设计,数值模拟了喷管对飞翼布局无人机升阻特性的影响,结果表明,双喉道射流矢量喷管能够很好地运用于飞翼布局无人机。     

基于CFD／CSD的大展弦比机翼气动弹性分析

大展弦比飞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。针对一大展弦比机翼,采用气动／结构耦合分析方法,利用计算流体动力学（CFD）软件CFX和计算结构动力学（CSD）软件ANSYS联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比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,升力下降明显,阻力略有上升,机翼翼尖容易失速。     

中等展弦比飞翼无人机静气动弹性研究

飞翼布局是无人机的重要发展方向之一,弹性变形对飞翼类无人机的气动特性有着重要的影响。文中针对某中等展弦比飞翼布局无人机,采用耦合流体控制方程和结构动力学方程(CFD/CSD)的静气弹松耦合计算方法,分析弹性变形对无人机气动特性的影响。分析结果表明,弹性变形使得飞机的升力系数降低,俯仰力矩产生了一个抬头增量,同时,全机气动焦点前移,降低了飞机的静稳定裕度。马赫数越大,高度越低,弹性变形对气动特性的影响越大。该研究结果对该类无人机的设计有一定的参考价值。     

低速飞机分布式非线性气动模型建模方法

针对低速类大展弦比飞机阵风载荷分析与风场飞行的仿真问题,提出了一种基于二维翼型气动特性的全机三维分布式非线性气动模型的建模方法。将采用该方法的计算结果与采用CFD的计算结果进行了对比,证明了该方法可以精确模拟低速类大展弦比飞机的气动特性。以此为基础,进行了无人机在1-Cosine型阵风作用下的飞行仿真。结果表明,低速类大展弦比飞机在遇到阵风时,会出现与传统问题完全不同的阵风过载与飞行特性。     

盒式机翼布局大型飞机横航向飞行品质研究

经计算并和常规布局大型飞机对比分析,给出了盒式机翼布局大型飞机的气动特点;然后研究了盒式机翼布局大型飞机本体横航向飞行品质;针对盒式机翼布局本体飞机横航向飞行品质较差的问题,研究了提高盒式机翼布局飞机横航向飞行品质的有效方法.研究结果表明:盒式机翼布局大型飞机具有良好的升阻特性和特殊的横航向气动特性;修改布局参数对提高...     

放宽静稳定性在空空导弹总体设计中的应用

将主动控制技术引入空空导弹总体设计中，研究了空空导弹放宽静稳定性设计问题，讨论了放宽静稳定性设计对导弹性能的改善，最后给出了静不稳定弹体的系统稳定性判定条件，并着重讨论了静不稳定弹体的人工稳定问题，研究结果对于新一代先进空空导弹的总体设计工作有一定的参考价值。     

直升机全机静力试验载荷分配研究

本文用SYZHFP程序按静力等效原则,结合静力试验的具体要求,对作用在直升机上的外载和惯性载荷进行合理的合并、平移和简化,最终得到全机静力试验所需载荷。     

无人飞行器航向静稳定性研究

主要介绍了航向静稳定性概念及放宽航向静稳定性飞行器横侧向运动特性；讨论了无人机三种不同航向静稳定性补偿方法：侧滑角反馈、偏航角速率反馈和侧向过载反馈；最后对三种补偿方式的结果进行了比较。     

全机静力试验控制软件的协调自动控制加载方法

本文介绍了在全机静力试验利用计算机自动控制进行协调加载时,控制软件如何控制飞机姿态;试验加载载荷分配的方法;在各个试验阶段加载分别采取什么样控制方法及在试验过程中人工干予措施等。     

发射井引射器的工作特性

针对发射井优化设计问题,提出了发射井引射器模型和引射器函数求解方法。研究了静压协调函数的性质,分析了发动机总压、发射井横截面积、混合室出口压强变化时的极限工作条件和取值范围。结果表明:第一极限、引射面积零点和等速点不能达到;在未达到第三极限时,引射器工作特性服从静压协调函数;在第三极限和最小极限之间工作特性曲线服从最优静压函数;在过雍塞状态,引射器工作特性服从最小静压函数。研究结果为发射井和引射器的优化设计提供了重要指导。     

惯性释放在飞行器静气动弹性仿真中的应用

介绍了惯性释放理论以及基于CFD/CSD耦合的静气动弹性计算方法,比较了静气动弹性计算中的三种系统载荷平衡方法。三种方法的计算结果分析表明,在气动弹性计算中应用惯性释放方法能够降低施加模型约束的难度,提高模型描述的准确性及仿真计算精度。     

一种应用于超小型无人机的新型定高传感器

使用美国ICSENSOR公司的压阻硅式绝压传感器，对静压进行测量，并设计出适合超小型无人机使用的新型定高传感器，这种定高传感器具有灵敏度高，重量轻，单电源供电，板式结构。可靠性高，重复性好的特点，填补了应用于超小型无人机的定高传感器产品的空白。     

电子产品的静电防护

以金属氧化物半导体器件为例,简单地介绍了静电的危害以及基本的防护方法。     

公共财政支出的比较静态分析

城市是一个国家或地区经济活动与社会活动的中心，公共财政支出是为这一中心地位提供支撑的保障。依据对公共产品需求、供给以及提供公共产品资金筹集的分析，建立了城市公共支出静态均衡分析，设定人口为变量，应用比较静态分析方法，提出了公共支出的比较静态均衡及实证分析。