飞翼飞机开裂式阻力方向舵铰链力矩的预测

飞翼布局无人机开裂式阻力方向舵是一新型操纵面。文中对开裂式阻力方向舵对飞翼的航向操纵特性进行了分析,建立了舵面受力模型和全面的航向舵容量计算公式。通过全机风洞测力试验数据分析证实该模型合理、正确。依据该受力模型将舵面铰链力矩和全机受力联系起来,建立了一种新的通过全机测力试验数据预测开裂式阻力方向舵铰链力矩的实用方法。最后通过风洞测压试验结果得到阻力舵铰链力矩,并与预测结果进行了比较。两者最大相对误差为15%,且舵偏角越大,误差越小。40°舵偏时误差仅为2.5%。     

大后掠飞翼布局无人机操纵面特性及控制研究

飞翼布局飞机由于取消了常规安定面,导致其稳定特性发生了很大的改变.针对所建立的大后掠飞翼模型,给出了一套典型的操纵面布置方案,通过CFD计算后,对各舵面气动特性进行了分析,在升降舵、副翼和阻力方向舵偏转过程中对各气动参数的影响进行了研究,给控制系统的设计提供了依据.同时,研究了开裂式阻力舵开裂后引起的纵横航向耦合运动及其控制情况.     

开裂式方向舵对某无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究

开裂式方向舵是无尾飞翼布局飞机一种重要的阻力式偏航装置。本文在不同马赫数和舵偏下,通过风洞实验,深入研究了开裂式方向舵的作动对某无尾飞翼布局飞机气动特性的影响。研究结果表明开裂式方向舵是一种合理的偏航式操纵装置,能够在升力、侧力和俯仰力矩变化较小的条件下提供较大的偏航力矩,但也与滚转力矩存在一定程度的耦合。本文的研究为开裂式方向舵的工程化应用提供了一定的基础。     

线性引射阻力方向舵研究

由于飞翼式布局固有的气动特性,飞翼布局飞行器的航向是不稳定的或是稳定性不足的,需用阻力方向舵进行主动控制。针对现有的传统阻力方向舵舵面效率及线性程度不高的问题,讨论了一种对新型阻力方向舵,并通过CFD方法模拟分析了其特征。     

多操纵面飞翼布局作战飞机的控制分配方法

飞翼布局作战飞机取消了升降舵和常规方向舵,采用冗余的新型多操纵面配置新方案,并使用大偏角的阻力方向舵来实现其偏航操纵.阻力方向舵的偏转会同时引起3个轴向的附加力和力矩,且具有单侧偏转为偏航操纵、双侧偏转为增阻减速的功能特点.为了解决这类新布局飞机操纵面多于控制指令的冗余设计和操纵面无明确功能轴向的新问题,在其飞行控制系...     

飞翼布局飞机开裂式方向舵的作用特性和使用特点

大展弦比飞翼布局飞机取消了垂尾和常规方向舵,通常采用大偏角的开裂式方向舵作为偏航操纵面.基于风洞试验数据,研究了开裂式方向舵的偏航操纵非线性、小偏角偏航舵效低、附加力效应显著和3轴操纵耦合等特性,并分析了其偏转对飞机气动特性和稳定特性的影响.总结了开裂式方向舵在各飞行任务阶段下的使用特点,如针对其小偏角偏航舵效低的特性...     

飞翼布局无人机进排气效应风洞试验研究

飞机进排气会对全机气动性能产生明显的影响.采用引射式动力模拟器对飞翼布局无人机开展进排气效应模拟,分析进排气对全机气动特性的影响.试验结果表明:进排气对飞翼布局升力影响不明显,对阻力影响量比较大,可使全机最大升阻比降低1～4左右,而喷流能使全机最大升阻比下降1～1.8左右,进排气效应使得全机俯仰力矩增加,但纵向静安定度基本不变;进排气对全机横航向特性影响不大,对襟翼效率影响也甚微.可作为飞翼无人机气动布局设计的参考.     

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。     

飞翼布局舵面连接的气动弹性建模与计算

以一种高机动飞翼布局为背景,建立全机的三维有限元模型,模拟飞机的真实结构,并与空气动力模型耦合插值,进行气动弹性的仿真分析。针对此翼面上有升降舵的多舵面布局,建立了俯仰运动下不同于翼面上只有副翼的动力学模型。主要研究了在舵面连接的局部建模中,因连接方式不同导致舵面支撑刚度和操纵刚度的不一致而对舵面操纵效率造成的影响。根据舵面悬挂点与摇臂操纵形式的不同,提出了四种连接方式的局部模型。通过相应的四个模型在同一飞行状态下的仿真计算与结果分析,总结出了舵面连接方式建模的变化规律,得出的结论为类似飞机的舵面连接及结构设计提供了参考。     

开裂角对阻力方向舵颤振特性的影响

对于无垂尾飞翼式布局飞机,阻力方向舵是一种十分有效的偏航控制装置。偏航控制时,舵面大角度偏转,引起气流分离、涡等复杂流场运动,非定常气动力复杂。计算气动弹性学科提出流固耦合求解方法,以期用于阻力方向舵气动弹性问题的求解。本文采用基于CFD技术的流固耦合方法求解阻力方向舵二维气动弹性问题,计算结果表明,随着开裂角的增大,阻力方向舵的颤振速度增加。对阻力方向舵气动特性进行了计算分析,结果表明阻力方向舵开裂,舵面背风区形成死水区,舵面非定常气动力影响系数减小,阻力方向舵开裂角越大,其颤振速度越大。     

进排气效应对飞翼布局无人机气动特性的影响

利用雷诺平均可压缩N-S方程和可实现K-ε模型,对飞翼布局无人机进行了内外流场的气动耦合计算,研究分析了进排气系统对飞翼动布局气动特性的影响.数值模拟结果表明,进排气效应明显影响了前后机身一定范围内的压力分布,使得全机升力、阻力和俯仰力矩增加,纵向静安定度有所减小;另外,低速比高速时的影响尤为明显,低速时进排气效应使得...     

飞翼布局飞行器舵面缝隙对操纵效率的影响

采用数值模拟方法分析了飞翼布局飞行器舵面缝隙对各舵面操纵效率的影响。结果表明:舵面缝隙使得内侧、外侧升降副翼的操纵效率均有所降低,且舵面缝隙越大,操纵效率的降低量越多;有缝隙存在时开裂式方向舵的操纵效率比无缝隙高。内、外侧升降副翼操纵效率降低的原因是下表面气流通过舵面缝隙流至上表面从而降低了上下表面压力差和阻滞了主流;开裂式方向舵大舵偏时操纵效率增加的机理在于有缝隙时下翼面高压气流通过缝隙注入上翼面回流区从而降低回流范围。     

某型联翼布局无人机的气动计算与分析

与常规布局飞机相比,联翼布局飞机具有结构重量轻、抗弯扭强度大、诱导阻力低、升力系数大和稳定性好等优点。介绍一种高效的数值模拟方法,完成对某型联翼布局无人机气动特性的初步计算与分析。基于商业软件ANSYS,整个研究过程着重于从网格建模、全机流场模拟、气动模拟数据分析三个方面,探索该型无人机纵向、横向和航向的气动特性以及主操纵面的操纵效率,实现对该型无人机稳定性和操纵性能的表征与评估。结果表明:无人机升降舵偏角的变化不影响无人机的握杆静稳定度,并且在0°~25°的升降舵偏角(下偏)范围内,升降舵偏角与升降舵的升力系数基本呈线性变化;在-4°~12°的迎角范围内,随着迎角的不断增大,该型无人机的横向静稳定性水平越大;两个垂直翼和垂尾是产生航向静稳定性的主要部件。     

调整片气动助力操纵系统动态特性

调整片气动助力操纵是指驾驶员通过机械式操纵系统操纵调整片,再由调整片偏转产生的气动力操纵主舵面的一种操纵形式,主要应用在高速大型飞机上。此种操纵系统动态特性的计算方法一般资料中比较少见,参考文献[1]仅给出了升降舵系统的简化方程。本文由拉格朗日方程导出此种操纵形式的升降舵、副翼和方向舵操纵系统的运动方程,并以升降舵系统为例,在电子模拟计算机上计算了某国产大型客机的升降舵系统对数幅、相频特性。文中将计算结果与真实系统的地面模拟试验作了比较。这些比较表明,本文所提供的方法在工程上是可行的。     

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。     

飞翼布局无人航空器气动特性研究

飞翼布局飞机取消了尾翼,拥有良好的气动、隐身特性,但操纵效率有所下降,需要在飞机设计过程中合理地布置操纵面,改善飞翼飞机在操纵性能上的缺陷,因此,飞翼飞机的操纵面不仅要提供足够的控制力,同时还要满足飞机的稳定性要求.对飞翼布局飞机的气动特性和基本操稳特性做理论分析,并利用试验做实际对比,研究飞机的气动特性,分析各操纵面的功能、操纵特性以及存在的问题,为增强飞机稳定性和设计增稳系统增加依据.     

飞翼布局无人机反演自抗扰姿态控制

针对飞翼布局无人机模型强非线性、大不确定性及多变量强耦合等问题,设计了基于块控反演控制技术的姿态控制律,并采用自抗扰控制中的线性扩张状态观测器实现了对模型总不确定性的估计。为解决因阻力方向舵舵效非线性以及舵环节指令跟踪延迟造成控制系统动态性能下降的问题,采用函数拟合法解算阻力方向舵舵偏指令,并利用二阶振荡环节对观测器进行抗时滞处理。仿真结果表明,所设计的姿态控制律能够使飞翼布局无人机准确跟踪姿态指令,并具备较强的鲁棒性与良好的动态性能。     

飞翼布局气动外形设计

双后掠前缘飞翼布局具有较好的气动隐身特性,是近年的一项研究热点。其纵向气动特性设计的主要难点是如何在小俯仰力矩的约束下实现高升阻比设计。本文从平面形状选择、重心位置选择、翼型选择/优化与配置等方面提出了一些设计思路,设计了一种双后掠前缘飞翼布局,并通过数值模拟和风洞试验两种手段,验证了设计思路的合理性。CFD计算表明该布局在亚声速设计点具有较高升阻比和较小的俯仰力矩系数。     

飞翼布局特殊舵面建模与颤振分析研究

以多舵面组合下的无尾飞翼布局为基础,建立全机的结构动力学有限元模型,进行固有模态分析。对颤振计算方法进行改进,分析了多舵面下的颤振和振动特性,研究了在机身后缘机翼外侧的副翼改成对开式双舵面后无尾飞翼布局的颤振和振动特性,提出了一种建模和计算的方法。     

高空长航时飞翼布局无人机静气动弹性研究

高空长航时大展弦比飞翼布局无人机在气动载荷的作用下所产生的较大的弹性变形,显著地改变了全机的升阻特性及静稳定性,常规的刚性飞机假设已不能满足其总体气动特性分析的精度要求.基于CFD/CSD松耦合的方法研究了大展弦比飞翼布局无人机的静气动弹性特性问题,结果表明:静气动弹性效应将显著降低这类飞机的升阻特性,并显著增加原设计配平巡航点的俯仰力矩;滚转静稳定性导数可提高41.7％,同时改善了刚体外形设计中存在的纵向静不稳定现象;局部气动载荷显著地向翼根转移,从而有利于结构设计.