小型无人涵道飞行器飞行动力学特性

为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度.     

用于主动气动弹性翼技术的综合配平与结构设计方法

文章介绍主动气动弹性翼技术的同时进行配平与结构优化设计的一种新方法。这种新方法把配平优化与结构优化看作一个综合问题，操纵面传动比和结构设汁变量被一并放到同一个优化问题中．去实现一个相同的减重目标。这种新的综合主动气动弹性翼设计方法在一架轻型战斗机上得到验证．并与更加传统的、顺序的主动气动弹性翼方法作对比。为此验证．这种综合方法在一次连续的优化任务完成后得出比顺序的方法更低的重量和更多的好处．而顺序方法需要暂停工作进行配平优化然后又重新启动结构优化程序。     

输油顺序对飞翼飞机的空中配平影响研究

通过对某飞翼飞机输油顺序的研究,分析了在不同输油顺序下飞机重心的变化情况及在不同重心位置下升降舵偏转角和飞翼飞机的配平状况.通过对最小配平阻力和飞机最佳重心位置的研究可知,改进飞机的输油顺序,可以增加飞机的巡航时间并改善飞机的操纵能力.     

基于舵面配平的飞机续航飞行航迹优化方法

舵面偏转除了能够提供保证飞机稳定飞行的配平力矩,还将改变飞机的升阻比,从而影响其续航性能。在基于飞机质点假设的传统航迹优化方法的基础上,研究了飞机的升阻特性对其续航性能的影响:在上升段、巡航段及下降段前期增大升阻比,在下降段后期减小升阻比,有利于提高飞机的续航性能;提出了基于舵面配平的续航飞行航迹优化方法,以获得更接近于发挥飞机实际潜力的最优航迹与最大航程。对于多操纵面布局飞机,通过该方法能够确定其最优舵面组合配平规律。算例飞机的优化结果表明:相比单一舵面配平,最优舵面组合配平能够使算例飞机的总航程最大提高7.5%。      

带控制舵钝双锥削面体的气动特性研究

提出了带控制舵的钝双锥削面体飞行器气动布局概念,计算分析了其压心特性、升阻比特性、配平特性及操纵效率问题,同时还研究了纵向稳定配平条件下的航向安定性问题及动稳定性问题,并与带配平翼的钝双锥削面体外形进行了比较.两类外形的典型空间机动动作不同,操纵方式也各不相同:控制舵削面体具有更大的配平攻角变化范围和操纵效率,较小的舵面等效攻角有利于舵面防热及结构设计,而且俯仰配平时的航向安定性及动稳定性较好;而配平翼钝双锥削面体可采用迎风及背风进行俯仰控制,结合侧翼的扩张及迎风翼的差动实现空间"Z"形机动.     

三翼面CRW飞机纵向最优配平点研究

从飞行性能和控制效能两种优化角度,对三翼面鸭式旋转机翼(CRW)飞机的配平情况进行了研究。采用了物理意义明确的数学方法对CRW飞机进行配平计算,并用两种优化方法对配平状态进行了优化,以得到目标函数下的最优配平状态(最优配平点)。同时验证气动导数估算方法,为CRW飞机的进一步研究奠定了基础。     

放宽纵向静稳定性对战斗机布局升阻比特性的影响

就放宽纵向静稳定性技术对不同战斗机布局升阻比特性的影响进行了研究.文中选取鸭式和正常式两种典型的现代战斗机布局,基于风洞试验数据,获得了在5种典型情况下,飞机不采用和采用放宽纵向静稳定性技术时的配平升阻比特性,并且分析了两种布局配平升阻比特性不同的原因.研究结果表明:在典型的亚、跨和超声速马赫数下,如果不采用放宽纵向静稳定性技术,鸭式布局由于配平得到的升阻比收益一般低于常规布局的收益;鸭式布局由于采用放宽纵向静稳定性技术得到的配平升阻比收益明显高于常规布局.从配平升阻比特性的角度来看,鸭式布局比常规布局更加适于采用放宽纵向静稳定性技术.     

自转旋翼机配平及操纵响应特性

分析了自转旋翼机不同于直升机的特点,在考虑了自转旋翼机旋翼转速可变,螺旋桨、垂尾/平尾气动力的基础上,建立了自转旋翼机的飞行动力学模型。在此基础上,根据某中型旋翼机基本参数,对该机进行了配平及操纵响应特性计算。分析结果表明：自转旋翼机的油门开度随前飞速度增加单调递增,方向舵舵角的变化幅度较小;全飞行速度范围内姿态变化很小,尤其是纵向俯仰角;自转旋翼机的横向周期变距操纵功效接近直升机,纵向周期变距操纵功效小于直升机,而方向舵的航向操纵功效比直升机小很多。     

带配平翼月球返回舱跳跃再入轨迹优化设计

为解决小升阻比月球返回舱再入大气层时安全性低、机动能力差的问题,提出采用一种带配平翼的中等升阻比返回舱做为月球采样返回舱,并对动压约束下轨迹优化问题进行了分析。首先介绍了一阶状态变量约束最优控制问题。然后采用庞德里亚金极大值原理以总吸热量最小为优化目标,对动压约束下再入轨道的初始再入段进行了优化设计,给出了升力系数的最优表达式。仿真研究表明,该方法能有效地降低返回舱再入过程中的动压。