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.     

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。     

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.      

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.     

飞机飞行控制律/操纵效率器多学科优化设计

基于近似模型和遗传算法,针对多操纵面布局飞机提出一种对全包线飞行控制律和操纵效率器几何形状与位置进行多学科优化的设计方法.该方法采用力矩控制方式进行控制,应用鲁棒增益调参方法设计全包线飞行控制系统,利用试验设计方法和径向基神经网络响应面获取近似的气动学科模型和控制学科模型,在近似模型基础上由遗传算法获得优化的设计参数并最终获得优化的控制律和操纵效率器.以某多操纵面布局无尾飞机为例进行计算机飞行仿真验证,结果表明该方法具有可行性.      

飞翼布局阻力类偏航操纵装置操纵特性分析

飞翼布局取消了常规的垂尾和方向舵,存在较严重的航向操纵与控制问题,需要重点掌握偏航操纵舵面的配置特点与操纵特性.针对飞翼布局最常采用的两种阻力类偏航操纵装置:开裂式方向舵和嵌入面,介绍了研究现状、受力特点,利用数值仿真方法,详细分析了偏航操纵特性、三轴操纵耦合特性以及对气动特性和稳定特性的影响规律,对比了这两种舵面在操纵特性方面的共同点和差异性,并揭示了内在的影响机理.可为解决飞翼布局偏航操纵问题以及阻力类偏航操纵装置的工程化应用提供基础.      

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。     

飞翼布局飞机控制/气动/隐身多学科优化设计

飞翼布局是先进飞机广泛应用的布局形式.飞翼布局飞机总体设计阶段不仅要考虑其隐身和气动要求,还必须高度重视控制系统的影响.以飞翼布局飞机为对象,研究控制、气动与隐身多学科优化的策略和方法.建立了适合在各学科的子空间进行多目标优化的流程,基于学科分析分配各个子空间的设计变量,并通过变量综合形成系统级的设计变量.在优化过程中,综合采用了改进的遗传算法和近似模型构造方法.针对飞翼布局飞机的特点,采用基于控制分配的控制系统结构,以时域指标作为控制学科的优化目标和约束条件.优化结果验证了所用方法的有效性,为将控制学科纳入飞翼布局飞机多学科优化提供了可行的途径.     

飞翼布局飞行器等离子体激励滚转操控试验

飞翼布局飞行器采用多个气动舵面共同作用来控制飞行,常规气动舵面的结构复杂,在大迎角时由于流动分离,舵面操纵效率显著降低。等离子体激励器具有结构简单、重量轻和响应快等优势,常被用在流动控制上。本文利用激励器抑制单侧翼面流动分离产生不对称的气动力,对飞翼布局飞行器滚转通道的控制进行了试验研究,得出了激励器在飞行器上的最优布置位置和最佳控制参数,并和常规副翼舵面滚转操控效果进行了对比。结果表明:布置于内翼、中翼前缘的等离子体激励器能够获得最佳的滚转控制效果;激励器调制频率对飞行器滚转控制效果的影响较大,而激励电压对滚转控制效果的影响较小;与常规副翼相比,等离子体激励器在大迎角时对滚转通道的操控效果优于副翼。     

滚转机动载荷减缓风洞试验

机动载荷减缓能有效降低飞机结构重量并改善飞机的飞行性能,因此在飞机设计领域具有广阔的应用前景。针对滚转机动载荷减缓技术的实际应用,对多控制面联合偏转的机动载荷减缓控制方法进行了风洞试验验证。设计小展弦比正常式布局战斗机风洞试验模型、滚转及限位装置、试验模型测控系统、零度保持回路以及机动载荷减缓控制系统,采用两种不同控制面组合的多控制面联合偏转控制律开展试验并测试载荷减缓效果。结果表明,相比于基准控制,多控制面联合偏转的控制律能有效减缓飞机机动过程中的附加机动载荷。采用尾翼以及机翼后缘外侧（TEO）控制面联合偏转的控制律1的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为30.1%和38.0%,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为 57.9%和12.5%;采用尾翼、TEO以及机翼后缘内侧（TEI）控制面联合偏转的控制律2的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为33.0%和35.5%,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为 45.7%和54.8%。      

大展弦比联接翼结构重量估算

联接翼是一种将前翼和后翼连接在一起的飞行器创新布局形式.针对飞机总体设计阶段需要知道飞机结构重量与气动外形参数之间关系的问题,提出了一种建立大展弦比联接翼布局飞机外形参数与结构重量之间关系的方法.该方法首先应用结构有限元的参数化建模和结构优化方法获得联接翼的结构重量,然后应用试验设计法和响应面模型获得外形参数与其结构重量之间的定量关系.应用这种方法,获得了某大展弦比联接翼结构重量与其外形参数(包括前翼展长、后翼展长与前翼展长之比、前翼展弦比、前翼上反角、前翼后掠角、前后翼根弦前缘纵向距离以及前后翼根弦前缘垂直距离)之间的关系.所获的计算结果对联接翼布局飞机总体参数的确定具有参考价值.     

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.     

神经网络在飞翼布局飞机主动涡流控制中的应用

以小展弦比飞翼布局飞机为研究对象,其本体的优化增稳控制器由3个气动舵面(连续控制面)构成.为增加操纵能力,基于神经网络设计了主动涡流(bang-bang型控制面)优化控制器.为加快网络的训练速度和收敛精度,采用三层反馈神经网络,通过改变每层网络权重和隐层神经元单元个数对网络进行优化.最后给出了增加主动涡流控制器的飞机闭环系统的响应结果.与仅采用气动舵面闭环响应结果的对比仿真表明,增加主动涡流控制器后闭环系统可获得更好的响应特性,系统达到稳态的时间和所需气动舵面的控制量均明显减小.      

考虑几何非线性的气动弹性模型缩比方法

随着飞机性能和需求的提高,大展弦比高柔性机翼逐渐成为新型飞机的主要结构形式。这类机翼具有高升阻比、大变形和重量轻等特性,几何非线性效应明显。然而机翼的大展弦比高柔性会带来更大的机翼变形,而机翼大变形则会引起相关的非线性气动弹性行为。为了评估这些非线性气动弹性行为并同时降低设计风险和成本,一般要使用缩比模型进行风洞试验以研究和确认真实飞机的气动弹性特性。基于此,首先使用了传统线性缩比方法来进行缩比,通过刚度质量耦合匹配模态响应法与刚度质量解耦匹配模态响应法这2种线性缩比方法,不断优化缩比结构的设计参数来满足目标缩比值。同时,提出一种动力学有限元模型的非线性静响应-模态协同优化方法,该方法是基于等效静态载荷法的几何非线性气动弹性模型缩比方法,通过2个不同的优化子程序分别匹配全尺寸飞机的非线性静响应和模态振型。结果表明,相比于传统线性缩比模型,考虑几何非线性的缩比模型能够更好地再现全尺寸飞机的非线性气动弹性行为。