螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响研究

采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术及粒子图像测速技术，研究双发常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响规律。通过测力风洞试验研究螺旋桨不同位置处滑流对飞机的升阻特性、力矩特性及平尾下洗等纵向气动特性的影响，利用PIV技术研究测力试验优选桨盘位置的飞机部件典型剖面受滑流影响时的流场变化情况。研究结果表明，螺旋桨下沉后滑流对飞机升阻特性的不利影响最明显，螺旋桨前伸和安装角由正变负时滑流对飞机的升阻特性均有改善，而螺旋桨前伸在飞机失速迎角附近对升力特性的改善更为明显。     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术，研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验，试验迎角范围0°~50°，试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据，常规迎角试验采用常规单支杆进行试验，大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明，螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加，纵向静稳定性降低，并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外，在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后，滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出，即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

考虑导引信息延迟的旋转弹体变结构导引律

针对导引信息测量延迟对旋转弹制导带来的制导精度下降问题,提出了一种新的适合于滚转导弹的有限时间收敛变结构导引律。首先,进行了三维导引数学建模,给出了双输入-双输出非线性状态空间制导方程;其次,通过补偿俯仰/偏航耦合以及导引信息延迟提出了一种新型变结构导引律;最后,基于Lyapunov稳定性理论和有限时间收敛理论证明了该导引律的有限时间收敛特性,并给出了相关导引参数的选取范围。仿真结果校验了设计方法的有效性。