输油顺序对飞翼飞机的空中配平影响研究

通过对某飞翼飞机输油顺序的研究,分析了在不同输油顺序下飞机重心的变化情况及在不同重心位置下升降舵偏转角和飞翼飞机的配平状况.通过对最小配平阻力和飞机最佳重心位置的研究可知,改进飞机的输油顺序,可以增加飞机的巡航时间并改善飞机的操纵能力.     

J—7飞机最小阻力重心位置的探讨

本文验算了J-7飞机的稳定边界和前操纵边界,简单分析了其重心使用范围。进一步讨论,估算了J-7飞机和J-7改型机最小阻力的重心位置,对估算方法也作了简单介绍。结果表明:J-7改型机最小阻力重心位置较原J-7飞机有所前移,但是,只有在平尾处相对下洗角很大时,两者的最小阻力重心位置才有可能在稳定边界之内,否则均在稳定边界之外。     

考虑重心位置不确定性的无尾无人机优化设计

飞机的飞行性能与重心(CG)位置密切相关,尤其是后掠式无尾飞机的重心位置对其飞行性能影响更甚,如果重心位置发生变化,升力分布随之改变,进而影响飞机航时。针对这个问题,从气动布局和设计方法两方面,设计了一种航时对重心位置不敏感的无尾无人机(UAV)。气动布局上,提出了利用螺旋桨动力配平纵向力矩的鸥翼(GW)布局,以减小重心位置变化对升阻特性的影响;设计方法上,采用稳健性优化设计(RDO)理论,分析重心位置不确定时的航时低敏感度问题。以一架小型电动无人机为研究对象,建立了无尾无人机稳健性优化设计环境,包括总体设计、代理模型构造以及稳健性优化。分析结果表明:利用螺旋桨动力配平的鸥翼布局使重心可用范围增加了5%;静安定裕度在5%~15%变化时,该布局可以有效提高航时稳健性。采用稳健性优化得到的无人机几何参数,大幅度降低了重心位置对航时的影响,显著提升了满足约束的概率。     

飞机全尺寸阻力的预计

本文以J-7飞机为典型,阐述了如何将高速风洞飞机模型的极曲线实验结果修正到真实飞机的实际飞行状态。提出了应进行的修正项目、内容、步骤和具体方法。结果表明,经修正的飞机零升阻力和平衡升致阻力与资料值(经飞机性能试飞验证的结果)有较好的一致性。     

常规布局小型飞行器设计参数优化研究

对以螺旋桨为动力的长航时小型飞行器，在概念设计阶段的设计参数进行了敏感性分析。主要包含三个方面：一是飞机飞行状态，包括巡航高度；巡航速度及巡航升力系数。二是飞机机翼几何参数，包括尖梢比、展弦比和翼型。三是发动机的布局形式。飞机概念设计是在明确了设计要求的前提下开展的。在满足设计约束的基础上，通过对升力面气动特性及相互干扰分析，机翼剖面的设计选择以及升阻力特性的分析，典型部件重量构成的统计分析，计算出不同构型状态下的飞机重量和重心，保持纵向静安定度在合理范围内，通过对飞机有无配平情况下的阻力特性比较，寻求特定高度满足长航时设计要求的设计点。     

考虑放宽静稳定度的民用客机气动优化设计

为了更加有效地减小民用客机考虑配平约束后的阻力,针对典型跨声速民用客机机翼-机身-平尾构型研究了不同静稳定度下的气动优化设计,并总结出在民用客机的减阻设计中考虑放宽静稳定度具有较大的减阻潜力。通过自由型面变形(FFD)技术对全机外形进行参数化,实现机翼型面的变形,进行气动优化设计并改变平尾的偏转保证全机能够力矩配平。采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的离散伴随方法求解目标函数对设计变量的梯度,然后基于序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计。基于CRM(Common Research Model)构型,针对不同参考重心位置进行了考虑配平约束的减阻优化设计研究,验证了优化设计系统的有效性,算例结果表明,随着重心位置后移即放宽静稳定度,优化构型配平阻力减小,外翼段前缘吸力峰值明显降低且双激波的强度得到有效减弱,此外机翼的升力系数分布更加贴合最佳升力系数分布。     

民机高速风洞试验的阻力雷诺数效应修正

在飞机设计阶段,获得准确的气动特性数据对设计者是十分重要的,采用缩比模型的风洞试验是主要途径之一。但是风洞条件限制了试验的Re数,从而影响了对跨音速巡航阻力的评估,因此需要对风洞试验结果的阻力进行Re数效应修正。分析了风洞试验结果阻力的误差构成,提出了Re数效应修正的风洞试验数据基础;进一步就跨音速巡航阻力的构成进行分析,论述了对最小阻力和升致阻力分项修正的方法,并对修正结果进行了验证,得到了一种可靠的工程方法。     

教练机非线性极曲线相关性研究

对某型教练机以风洞试验数据为基础,考虑支架干扰修正、进气影响修正、喷流影响修正、雷诺数修正、寄生阻力、静弹性效应等对零阻作出修正,同时考虑高度修正、分离阻力系数、升致阻力因子、配平阻力增量的影响,最后得出用于实际飞行使用的Cy大于0.3非线性平衡极曲线,并作出极曲线修正前后对性能影响的比较。     

旋转机翼飞机旋翼飞行动力学模型及配平

论述和建立了旋转机翼飞机在旋翼飞行模式下,低速前飞时飞机的飞行动力学模型。根据飞行特点,建立了低速前飞情形下的简化飞行动力学模型。针对旋转机翼飞机的旋翼特点,在建立模型时,考虑了旋翼旋转引起的下洗流对机体的影响;研究了旋转机翼飞机在低速前飞时的配平,提出了一种简化的计算方法,并以某样机为例,建立模型并配平,验证了模型的正确性;最后,研究了重心位置对前飞时纵向操纵和俯仰姿态的影响。     

主动重心控制系统目标重心位置研究

目标重心位置的确定是主动重心控制系统设计的一个难题,提出一种目标重心位置设计方法,以指导主动重心控制系统的设计。通过梳理阻力与重心关系的相关参考文献,总结出理论最小阻力重心位置的关系式;考虑飞机重心测量的误差,对主动重心控制系统的目标重心位置的设计进行研究;并以空客A340 飞机为例,对主动重心控制策略进行分析。结果表明：阻力最小重心位置并不总是越靠后越好,目标重心位置应根据理论最小阻力重心位置和重心测量的误差进行设计,且燃油重心的测量误差对其影响很大;通过合理设计燃油转输门限,能在减小阻力、节省燃油消耗与减轻燃油系统/设备工作负担之间取得平衡。     

基于尾流效应的编队飞行优化分析

针对如何利用前机尾涡的上洗气流来达到减小后机飞行阻力的问题,进行了基于尾流效应的编队飞行优化分析。首先,通过分析后机在尾涡上洗气流中的受力情况,建立了尾流效应相关模型;然后,通过计算诱导滚转力矩系数评估后机飞行的安全性,通过阻力系数的变化判定诱导减阻效果;最后,建立多目标优化评价模型,以后机的安全性和诱导减阻效果为优化目标来确定后机在编队飞行中的最佳位置。研究结果表明,最佳编队位置并不是固定的,飞行高度、飞行速度等外部因素都会对编队飞行中后机的最佳编队位置产生一定的影响。     

小展弦比飞机非线性气动特性风洞与飞行相关性研究

在较大迎角范围，如何由风洞试验数据预计全尺寸小展弦比飞机的非线性气动特性，并与飞行值相关，始终是国际航空界致力解决的重大问题，本项研究采用风洞试验与工程计算相结合的方法，对支架，洞壁、进气，喷流，雷诺数及静弹性等影响相关性的诸因素予以修正，并计及配平影响，从而比较准确地预计出全尺寸收音机的非线性气动特性，预计值与试飞值相比较结果验证了本项研究的可靠性和实用性。     

先进战斗机纵向飞行特性与放宽静稳定度研究

放宽静稳定度在先进战斗机设计领域已获得广泛应用,与其相关的主动控制技术仍有进一步研究的价值,需要对放宽静稳定度对飞机纵向飞行性能的影响进行更全面的分析。以重心后移作为放宽静稳定度的方式,分析放宽静稳定度与某型战斗机俯仰力矩系数的关系,构建战斗机非线性模型并进行开环特性分析,在此基础上,分析放宽静稳定度对飞机运行平衡点的影响机理,对战斗机非线性模型进行线性化,并分析放宽静稳定度对飞机纵向线性模型阶跃响应特性和长短周期模态特性的影响。结果表明：放宽静稳定度可增大战斗机的俯仰力矩系数,提高飞机性能,但可能会使飞机本体模态特性变差,需要在设计控制率时予以考虑。     

地效飞机的纵向稳定性和气动布局特点研究

分析了地面效应对飞机气动力特性的影响,以及地效飞机不同于常规飞机的纵向稳定性准则,包括重心与迎角焦点和高度焦点的位置关系、影响其纵向稳定性的主要气动导数等。研究结果表明,地效区内飞机的气动力随高度呈非线性变化,而重心必须位于迎角焦点与高度焦点之间并且靠近高度焦点才能保证地效飞机的纵向稳定性。最后根据地效飞机的稳定性准则,讨论了保证地效飞机良好飞行品质的气动布局要求。     

部分三代战机“迎角悬挂”现象的机理分析与仿真计算

参考有关风洞试验结果,探讨了部分三代战机"迎角悬挂"现象的机理,对比分析了不同机型"迎角悬挂"的特点。并以某型三代战机为例,根据其纵向气动和操稳特性曲线及飞控系统特性,利用时域动态响应的方法,仿真计算了该型机大迎角下"迎角悬挂"的有关现象,计算结果与其技术资料的叙述相符。分析与计算表明,大迎角下"迎角悬挂"现象,是由该类型三代战机气动布局决定的一个共性问题;同时,"迎角悬挂"现象的特点又与具体机型的气动布局特点以及重心位置等因素有关。     

阻力方向舵在无尾飞机飞行控制中的应用

阻力方向舵在无尾飞机上得到广泛的应用。以一种无尾飞机为例,讨论了阻力方向舵舵效的非线性、耦合性等基本特性,并说明了阻力方向舵张开后对飞机整体的影响。给出了阻力方向舵在无尾飞机航向增稳、空速控制、作为复合舵使用三个方面的应用实例和仿真结果,说明了阻力方向舵在无尾飞机飞行控制应用中存在的一些问题及其解决方法。     

一种非线性部分极曲线的试飞方法

介绍了一种不测推力获取非线性部分极曲线的试飞方法。从飞机纵向动力学方程出发,推导出了利用试飞数据计算非线性部分诱导阻力系数Ａ值的公式,在铅垂对称平面内进行了飞行试验。试验结果表明：不测推力法试飞结果同测推力法试飞结果、风洞预测值以及Ｊ７原型机资料值具有良好的一致性,不测推力法是一种经济、可靠、简便而有效的试飞方法,可用于同类型飞机的非线性曲线试飞研究。     

基于安装性能的航空发动机中间状态喷管调节计划优化

以Matlab为平台,结合MS-DOS命令和计算流体动力学（CFD）软件操作日志,成功实现将发动机零维总体性能计算程序和二维喷管内外流场CFD软件结合的数值缩放技术.为优化飞机推进系统巡航状态性能,耦合飞机后体阻力优化航空发动机喷管喉道面积、喷管出口面积的调节计划.计算结果表明:在保持发动机稳定裕度的前提下,如仅优化喷管出口面积,在大马赫数飞行状态时安装推力提高超过1%.      

类X?47B无人机菱形编队气动干扰数值模拟

设计了一种由4架类X?47B飞翼布局无人机（UAVs）组成的菱形编队。通过求解RANS方程的数值模拟方法,研究了菱形编队无人机气动干扰问题,详细分析了影响机理,定量给出了编队减阻效果。计算结果表明:头机气动性能基本保持不变。两侧僚机受上洗气流影响,其减阻效果明显。尾机主要受下洗气流影响,其阻力增大,对编队久航和远航不利。在重力配平条件下,两侧僚机飞行阻力的减小是由攻角减小和诱导阻力减小共同引起的。尾机在编队中飞行阻力的增大主要是攻角增大带来的阻力增加,诱导阻力增大仅带来了20%的阻力增量。从减小下洗气流对尾机的不利影响出发,对不同垂向间距的尾机升阻特性进行了研究,并参考雁群头鸟变换行为机制,给出了无人机菱形编队飞行建议。