空防空管一体化运行体系能力需求分析

空管与空防联系紧密,空防空管一体化是空管系统建设中的重要问题。本文立足空防空管系统的体制和运行现状,着眼于空域资源集约化管理的运行环境,研究分析空防空管一体化运行体系能力需求,为建设空防空管一体化运行体系提供理论和技术支持。     

基于飞/发一体化的Ma=8~10飞行器任务性能快速评估与分析

针对典型飞行马赫数Ma=8~10高超声速飞行器/超燃冲发动机一体化构型,建立了飞/发性能一体化模型,可以快速评估飞行器气动力、发动机性能和飞行任务性能。对比了在起始推重比为0.3、0.4、0.5和0.6下的飞行器飞行性能,以燃料消耗最小为目标,基于飞/发性能一体化模型,利用MATLAB优化工具箱中的序列二次规划（SQP）算法,得到了该飞行器的最优起始推重比为0.422。给出了Ma=8~10飞行器/发动机的概念方案总体参数,在载荷质量为1 000 kg下,飞行器总质量为5 943 kg,发动机推力为2 505 daN。该飞行器在攻角范围为4.1°~3.8°下总的飞行时间为489 s,飞行距离为1 360 km。     

浮升一体化飞艇高升阻比新型布局研究

高升阻比设计是浮升一体化飞艇研制中亟待解决的关键难题,艇身是决定全艇升阻比高低的关键部件。针对飞艇高升阻比布局设计的难度及复杂约束性要求,有效结合艇身精细化气动设计、流动控制和升力体理念,引入高精度气动数值模拟等多种手段,探讨构建中央翼+边条耦合、中央翼+端板融合等多种艇身新布局形式,揭示关键几何参数表征与高升阻比特性的影响关系,获得具有高升阻比特征的浮升一体化飞艇艇身新型布局形式。结果表明：与传统混合飞艇艇身构型相比,在保证艇身体积不变和艇身宽度适当控制的前提条件下,中央翼+边条增升耦合艇身构型可提高最大升阻比约77% 以上;中央翼+端板式融合艇身构型可实现最大升阻比值由2.13 提高到3.95 以上,至少提高了85.4%。     

激光测距通信一体化技术研究及深空应用探索

概述了空间激光测距通信一体化技术的研究现状,提出了一种激光精密测距与高速通信一体化技术,基于双向单程测距原理,在BPSK外差相干激光通信的基础上,采用码元相位测量实现了激光测距与通信一体化设计,并完成了地面实验验证。实验结果表明：在通信码速率1 Gbit/s的情况下,其测距精度优于0.9 mm,并分析了参考时钟频差对测距精度的影响。最后对激光测距通信一体化技术在未来深空探测中的应用进行了探索研究。     

高超声速飞行器建模与控制的一体化设计

针对高超声速飞行器纵向模型具有非线性、强耦合及不确定性等特点,提出 高超声速飞行器建模与控制一体化设计方法。该方法首先以具有典型结构的高超声速飞行器 几何外形为研究对象,结合高超声速空气动力学的有关理论,建立飞行器的非线性纵向模型 方程;然后在不同飞行条件下获取多个平衡点,分析飞行的气动特性,进而在每一个平衡点 上设计具有非线性解耦控制能力的控制器,并将得到的多平衡点控制参数结合起来,进行插 值计算,实现多平衡点的连续飞行;最后的仿真结果表明,本文提出的方法是切实可行的。
     

大展弦比柔性机翼气动特性分析

长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD/CSD耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.      

高超声速巡航飞行器机身多目标优化设计

类乘波体构型是高超声速巡航飞行器的重要气动布局之一.对这类构型的机体进行多目标优化设计能极大地提高飞行器的总体性能.本文采用多目标混合遗传算法,通过两种优化策略,实现了类乘波体高超声速巡航飞行器机身的总体性能多目标优化设计,考虑的性能指标包括机身气动升阻特性、推阻特性、配平特性、雷达隐身特性、机身容积以及驻点温度等等.优化设计得到了Pareto最优前沿面,获得了比基本构型飞行器总体性能更优的构型方案.通过对优化结果的分析,指出机体/推进一体化设计的不足和进行总体性能多目标优化设计的必要性,给出一个最优布局构型,并进行了气动力风洞实验,验证了最优布局的气动特性.     

进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究

对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。