双向飞翼空天飞行器概念外形研究

空天飞行器飞行速域宽,气动外形需同时考虑起飞高升力与超/高超声速高升阻比需求,给飞行器的气动布局设计带来很大难度。双向飞翼飞行器概念具有两个互相垂直的对称面,在亚声速时以大展弦比模态飞行,可获得足够的升力,超/高超声速时以小展弦比模态飞行,可尽量降低激波阻力,飞行模态转换的转换通过机身旋转90°实现,可能解决宽速域高升阻比设计矛盾。本文据此构建了一种双向飞行空天飞行器外形,并开展了CFD数值仿真。结果表明,与Sanger类常规布局的空天飞行器相比,双向飞翼概念外形的亚声速时最大升阻比为16,提升30%~50%;高超声速段升阻比性能基本相当,最大升阻比4,说明该外形是一种有潜力的空天往返飞行器方案。在此基础上,从飞行器技术实现角度,系统梳理了双向飞翼飞行器方案面临的三大技术难点,并提出了可行的解决途径或可能的攻关方向。针对飞行器纵向静不稳定度偏大问题,提出调整机身平面形状和剖面形状等,可使静不稳定度降低至10%以内;针对飞行模态转换控制困难问题,创新性地提出了一种基于非对称垂尾的控制方法,在飞行器两个飞行模态下各安置一片垂尾,在提供了足够的模态转换控制力矩的同时,改善了飞行器的横航向稳定性;针对发动机耦合设计问题,提出了一种新的涡轮和火箭发动机独立垂直布置的方法,降低了空天飞行器对组合动力技术的依赖性,有助于双向飞翼空天飞行器的早日实现。     

气动推力矢量无舵面飞翼的飞行实验

为实现对无舵面飞翼姿态的控制,针对基本型旁路式双喉道气动推力矢量喷管提出了“单发倒Ⅴ双喷管”布局。随后对该布局的喷管进行测力实验,并且最终将其安装在飞行器上进行了成功试飞,并对采集到的飞行数据进行了分析。结果表明:喷管矢量角随喷管阀门开度基本呈线性变化,且无滞回性;安装该布局喷管的飞行器可以不通过舵面控制,仅仅依靠旁路式双喉道气动推力矢量喷管即可有效地控制飞行器姿态;对于所研究的飞行器,在滚转机动性方面,矢量控制与舵面控制效果相近,而对于俯仰机动性,矢量控制效果较弱;后续如果使用该布局喷管控制飞行器姿态时,应当增大两个喷管之间的夹角,将更适用于飞翼布局飞行器的操纵。      

基于主动流动控制技术的无舵面飞翼布局飞行器姿态控制

飞翼布局飞行器因其升阻比高、隐身性能好等诸多优势得到越来越广泛的应用，但是操纵舵面偏转会增加飞行器的雷达散射截面积。提出了采用射流环量控制和反向射流两种主动流动控制技术实现飞行器的无舵面飞行姿态控制。利用风洞测力试验对射流环量控制和反向射流的"舵效"进行了分析，结果表明环量控制技术能产生规律变化且可控的滚转和俯仰力矩、反向射流产生的偏航力矩随控制信号规律变化。飞行试验记录了飞行器姿态随射流激励器控制信号的变化规律，飞行数据表明俯仰环量控制激励器能有效地控制无人机的俯仰运动；无人机的横航向操纵存在耦合，但滚转环量控制激励器和反向射流能控制无人机的滚转和偏航运动。     

中等展弦比飞翼布局无人机后缘射流滚转控制

飞翼布局飞行器有望依靠射流主动流动控制技术实现无舵面飞行以改善隐身特性，但鲜有针对中等展弦比（3～4.5）战术级飞翼的相关研究。本文为中等展弦比飞翼布局无人机设计环量控制激励器取代传统副翼，开展全机数值模拟和飞行试验研究，探究后缘环量控制射流的滚转控制能力。数值模拟使用压力入口边界并考虑射流动量贡献的气动力，实现对飞翼绕流和激励器内流耦合模拟和整机气动特性预测。数值模拟研究表明，射流的滚转控制能力随射流动量系数线性增长，且未产生显著的横航向或横纵向耦合力矩。飞行试验结果表明，环量控制激励器实现了平均滚转角速率25.5～26.7 （°）/s，最大滚转角速率40.1 （°）/s，最大滚转角83.9°的控制效果。     

基于环量控制的无尾飞翼俯仰和滚转两轴无舵面姿态控制飞行试验

环量控制通过驱动压缩空气射流产生虚拟舵面实现无舵面飞行控制，显著提高低可探测性。基于无尾飞翼布局无人机，提出基于激励器终端压力反馈的闭环控制策略，自主开发机载多通道闭环控制射流作动系统，并与飞行控制系统进行融合，实现基于主动射流的姿态闭环控制，通过60 m/s巡航速度下飞行试验，定量研究了环量控制用于俯仰和滚转姿态控制能力。结果表明：环量激励器通道组合产生双向连续、稳定的俯仰和滚转控制力矩；射流作动系统响应延迟小于0.02 s，射流作动无人机姿态角速度响应时间小于0.02 s；俯仰环量激励器压比-1.025与升降舵-2.5°舵偏角产生的俯仰力矩相当，滚转环量激励器压比1.050与副翼2.0°舵偏角产生的滚转力矩相当，并分别实现纵向和横向无舵面姿态控制。     

基于等离子体激励的飞翼布局飞行器气动力矩控制

以飞翼布局飞行器所面临的飞行控制问题为背景,采用气动力测量技术和粒子图像测速(PIV)技术,在来流风速为8.2 m/s时,研究了介质阻挡放电等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的作用.研究结果表明:在飞行器不同位置布置不同的激励器,可以实现对飞行器滚转、偏航及俯仰力矩的控制;改变激励电压,实现了对气动力矩的比例控制;通过与常规舵面的舵效进行比较,采用等离子体激励器获得的气动力矩控制,可以达到常规舵面一定偏转角度的控制效果.流场测量结果表明:等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和前缘涡破碎点位置的变化来实现的.因此,可以考虑应用等离子体流动控制技术来增强传统的舵面控制,并在提高控制效率的基础上,使其成为一种新型的飞行控制方式.     

飞翼布局飞机起降阶段纵向大迎角气动增稳研究

针对某中等展弦比高速飞翼布局飞机,利用CFD计算方法,研究了一套新型舵面组合对飞机起降任务阶段纵向气动力特性的影响,并对该飞翼布局飞机不同舵面组合进行了数值模拟.仿真结果表明,采用该舵面组合在飞机的起降阶段可以有效改善其纵向气动力特性和操稳特性.     

飞翼气动布局飞机纵向短周期等效系统参数辨识技术研究

飞翼布局飞机由于其特殊布局形式,飞控系统设计通常采用高增益大阻尼控制增稳方法,同时飞翼布局飞机的操纵面操纵效率非线性显著,涉及多操纵面组合控制以及控制分配,因此,采用常规的杆力或杆位移作为输入指令,多数情况下无法顺利地激励出理想的纵向短周期模态。本文采用迎角指令跟踪法研究飞翼布局飞机的纵向短周期品质,利用Simulink进行创新操纵面布局飞机的闭环仿真系统建模与验证,并通过小型飞翼布局无人机进行飞行试验评估。结果表明,该方法用于飞翼布局飞机纵向短周期品质试飞时,易于激励出其纵向短周期模态,并可实现飞机精确控制。     

小展弦比飞翼布局作战飞机可控性设计方法

 飞翼布局飞机取消了常规布局飞机采用的安定面和操纵面,由此引起其可控性设计的诸多新问题。以某小展弦比飞翼布局作战飞机为例,利用风洞试验结果研究了几种典型新型操纵面的操纵新机理及不同飞行条件下的操纵效能等。基于可控性设计的要求,估算了该飞翼构型作战使用所需的三轴最大控制力矩系数。通过引进舵容量的概念提出了新型操纵面的参数化设计方法,最后对这一新布局方案进行了可控性评估,为飞翼布局飞机概念设计阶段的新型操纵面布置和设计提供了一种实用的方法。     

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。     

飞翼布局飞机耦合运动失稳的主动流动控制

飞翼布局飞机是现代先进飞行器设计的重要构型之一。由于缺乏平尾、垂尾等传统舵面,飞翼布局飞机在大攻角状态面临滚转、滚转与俯仰耦合、滚转与偏航耦合等失稳问题,严重影响飞机气动性能及飞行安全。对此开展了合成射流主动控制研究,提出了通过增强前缘涡进而改善动态稳定性的控制策略,分析了合成射流对飞翼布局滚转及其耦合运动的控制规律,揭示了飞翼布局飞机动态运动及耦合效应对合成射流控制效果的影响机理。研究结果表明,布置于飞翼布局飞机机翼前缘的合成射流可以有效增强前缘涡,进而改变气动力及力矩,特别是采用与滚转运动角速度方向相反的控制力矩策略能够增加滚转阻尼,改善横向稳定性。本文结果可为飞翼布局飞机增稳控制提供重要的技术支撑。     

基于航迹优化的变几何冲压发动机控制规律设计方法

宽速域的高超声速飞行需求对冲压发动机的变几何控制提出了更高的要求。基于高斯伪谱航迹优化方法,通过耦合变几何冲压发动机的控制变量及飞行器攻角变化率,将宽速域变几何冲压发动机的控制规律设计问题转换为特定飞行器的多变量最优航迹求解问题,建立了变几何亚燃冲压发动机的飞行器/推进系统匹配分析方法,实现了典型变几何冲压发动机的控制规律优化设计。研究结果表明：进排气无级可调冲压发动机最经济爬升轨迹相比最快爬升增加16.3%时间,节省7.8%燃油消耗,两种航迹状态下进气道均接近于临界状态,差异主要来自于油气比控制规律不同;喷管喉道面积两级可调冲压发动机通过动态调整进气道出口正激波位置及燃烧室油气比,亦可实现宽速域内的快速爬升,此时最经济航迹下燃油消耗较无极可调方案多20.8%,时间增加5.6%。     

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。     

基于非线性控制分配的飞翼航向控制方法

研究了某无尾飞翼式布局飞行器采用升降副翼实现航向控制的操纵机理,分析了舵面的三轴耦合特性,提出基于非线性可达转矩集的飞行器操纵能力描述。在此基础上,对飞行控制系统进行模块化设计,利用经典控制方法设计出产生整个控制指令的基本控制律,然后利用基于微分进化算法的非线性控制分配器将整个控制指令合理地分配到各个舵面上,实现航向上的稳定与控制,仿真结果证实了该方案的有效性。     

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。     

亚音速飞行的某型导弹舵面颤振特性研究

颤振特性研究已广泛应用于飞行器设计中。在导弹飞行中,容易发生颤振的部位是舵面与舵机的结合处。使用ANSYS有限元分析软件建立了某型导弹舵面的动力学有限元模型,并应用Block Lanczons求解器对其进行固有模态分析。在导弹亚音速飞行条件下,采用片条理论计算模拟舵面变形诱导的气动力,再将颤振方程转换到以各阶模态振型为基的模态空间上,得到在模态空间下简化的舵面颤振方程。最后应用MATLAB软件编制程序,用V-g法求解舵面颤振方程。对其他战术导弹舵翼面的设计分析具有一定的参考意义。     

推力协同的大柔性飞行器纵向姿态控制

为了研究大柔性飞行器飞行/结构耦合动力学特性,提出了改进的面向控制的大柔性飞行器多体模型,开展了大柔性飞行器纵向动力学耦合特性分析与推力协同下纵向姿态控制律设计。采用二面角动态近似描述大柔性飞行器结构动力学特征,并推导了纵向耦合动力学模型。根据改进模型在配平点处的线性化模型,分析了飞行/结构耦合系统的纵向稳定性与结构变形量之间的关系。针对大柔性飞行器姿态稳定与跟踪,设计了纵向姿态控制器。与常规飞行器相比,大柔性飞行器飞行过程中会发生大变形,当载荷较大时,配平构型近似“U”形,此时纵向动力学具有长周期不稳定的特征。分析结果表明:大柔性飞行器各模态之间的耦合程度随着变形的增大而增大。此外,纵向姿态控制需要升降舵与推力协同控制速度和俯仰角并且考虑结构动力学的影响,否则飞行/结构的耦合作用会导致姿态跟踪误差衰减缓慢甚至发散。      

升力体构型高超声速飞行器气动特性分析

高超声速飞行器所采用的超燃冲压发动机工作时,进气道和尾喷口的流场扰动将造成气动参数变化,控制系统应在这个变化条件下保证飞行器的姿态精度.为了考虑发动机工作流场的影响,有针对性地设计控制系统,研究分析了在发动机不同工作状态下升力体构型高超声速飞行器气动特性的变化,以及操纵舵面偏转对其气动特性的影响.着眼于保证飞行器飞行姿态的控制系统设计,对超燃冲压发动机不同工作状态下的高超声速飞行器的气动特性给出了解析描述,为控制算法的设计提供了重要参考.     

飞翼布局飞行器航向射流控制方案优化

由于飞翼布局飞行器取消了垂尾,其航向控制困难。为辅助和优化航向控制,基于射流控制技术设计了多种激励方案。设计并制作了航向射流控制激励器,通过风洞测力实验和二维数值模拟,对各方案的控制效果和作用机理进行分析,并选取出最优控制方案。研究结果表明:相同射流动量系数下,产生阻力比施加推力更容易获得偏航力矩。当激励开启后,射流包含与来流相逆的分量越多,与来流作用越明显,形成的分离区越大,控制效果越好。其中前对称吹气为最优控制方案,可以产生约70°阻力舵偏转效果,且力矩耦合程度较小。      

短距起飞垂直着陆推力矢量无人飞行器减速过渡控制律设计

为实现短距起飞垂直着陆(STOVL)无人飞行器在推力矢量控制下的减速过渡,研究减速过渡阶段的控制律综合设计方法.首先通过分析STOVL无人飞行器减速过渡性能,对减速过渡推力矢量控制方案进行了评估;然后采用隐式动态逆方法设计导引律,为STOVL无人飞行器按预设任务减速过渡提供可达的控制指令;最后采用改进的特征结构配置方法进行内环控制律设计,跟踪导引指令并保持姿态稳定,伴随动压降低加入姿态喷管控制,辅助气动舵面稳定姿态.由全量六自由度飞行仿真结果表明:当减速过渡速度低于最小平飞速度以后,STOVL无人飞行器依然保持良好的航迹跟踪和姿态稳定.该方法完全采用直接配置法,有利于随控布局总体方案的快速评估.