模型自由飞试验中的螺旋桨动力模拟方法研究

开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。     

基于探空气球系统的高空高速飞行器空速校准方法研究

针对高空高速飞行器的空速系统校准,提出了一种基于高空气象探测气球系统的空速校准方法。通过探空气球系统获取飞行空域的大气数据,以此为基础完成对飞行器的空速系统校准。飞行试验结果表明,采用探空气球系统对高空高速飞行器进行空速系统校准,方法可行、结果可信。     

某型飞机无动力投放模型自由飞控制律设计

针对某型飞机无动力投放模型自由飞试验中,由于受载机螺旋桨滑流影响,模型与载机分离后发生滚转、难以保证水平飞行的问题,根据模型自由飞试验不同阶段的飞行特点开发了专用控制律,具备直接链、投放控制、失速尾旋3种控制模态。论述了控制律的设计过程,以及在模型自由飞试验中的应用情况。试飞结果表明,该控制律很好地解决了模型与载机安全分离和大迎角水平飞行控制问题,提高了模型试验动作精准度。     

基于Radau伪谱法的无人作战飞机四维轨迹规划

针对无人作战飞机(UCAV)打击时敏目标和多机协同攻击问题,提出一种基于Radau伪谱法(RPM)的无人作战飞机四维攻击轨迹规划方法。在综合考虑UCAV气动力特性、大气环境特性基础上建立了高精度UCAV(3-DOF)质点模型,并设计了约束条件和目标函数;基于动态RCS建立威胁模型,构建了最优控制理论框架的UCAV四维攻击轨迹规划模型;通过RPM将动态RCS威胁下的四维攻击轨迹规划问题转换为非线性优化问题,然后利用SNOPT软件包进行求解。仿真结果表明,该方法能够以较快的速度和较高的精度生成满足多种复杂约束条件的四维攻击轨迹。     

乘波体构型气动性能与实用性研究

为了进一步研究乘波体的气动性能和实用性,探究其在飞行器设计中的应用价值,针对影响乘波体气动性能的外形几何参数、非设计状态、前缘钝化半径等参数进行了数值计算和分析,并对乘波体外形进行了优化改进。研究结果表明:乘波体的前缘曲线决定了其外形参数和气动性能,而前缘曲线受自由流面影响;非设计状态下,乘波体依然具有较理想的升阻比;前缘钝化处理使得乘波体下表面高压气流上泄到上表面,降低了乘波体的升阻比;外形优化使乘波体的实用性得到显著提高,并保持较高的升阻比;乘波体构型具有应用于高超声速飞行器前体外形设计的优势和潜力。     

小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究

在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原始机翼和机翼加装失速条后的试飞结果。结果表明:缩比模型自由飞试验能够验证机翼风洞试验的预测结果,加装失速条的失速特性改进方法可以改善飞机失速特性。