旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器概念设计研究

近些年来垂直起降(VTOL)飞行器发展迅速,并获得了一些突破性进展,但仍有许多尚未解决的问题。结合旋翼机和固定翼飞机的优点,提出一种旋翼固定翼复合式飞行器布局方案,兼具优异的垂直起降性能及高速飞行能力,具有转换过渡稳定平滑、可控性强的特点。在该旋翼固定翼复合式布局中,特型旋翼可旋转以提供垂直升力,也可停转、锁定与固定式机翼保持平行,最终转换为固定翼面使得飞机转换为固定翼布局,并在机翼上布置矢量推力装置,实现高速飞行。概念设计研究围绕设计方法、特型旋翼、矢量推力系统等关键技术展开,并开展了平飞模式飞行特性、垂直起降模式飞行特性、航程、航时以及飞行操纵等性能的分析。通过试制小型原理验证机,并对各飞行状态及转换过渡飞行进行飞行试验,验证了该布局的可行性。结合实际算例展开分析计算,验证了该方案设计方法的准确性和实用性。     

轻型通用飞机发动机功率估算方法

在轻型通用飞机总体设计阶段的参数设计中,快速准确地预估发动机总功率数值是其重要的一步.选定发动机型号,根据设计目标与适航要求等约束条件,统计大量轻型通用飞机的相应总体参数数据与发动机信息,研究得出经验公式及参数之间的函数关系,计算发动机总功率的对应取值区间.结果表明:在同时满足设计目标与适航要求的约束条件下,可获得发动机总功率数值的取值交集,对更加快速准确地选出合适的发动机具有重要的指导作用.     

三轴承偏转喷管驱动力矩计算及动态特性分析

基于三轴承偏转喷管（3BSN）运动规律模型及给定的三轴承偏转喷管偏转规律,建立三轴承偏转喷管各段旋转喷管的驱动力矩计算模型.分别对3段旋转喷管进行了受力分析,得出了喷管重力及燃气气动力对各段喷管旋转瞬轴的力矩随喷管偏转角度的变化规律.改变喷管可实现最大偏转角度及第2,3段喷管长度得出了喷管几何参数对各段喷管旋转瞬轴力矩的影响.第2,3段喷管气动力对喷管旋转瞬轴的最大力矩随喷管可实现最大偏转角度的增大而增大,且位置发生在最大偏转角度的约70%角度位置.第2,3段喷管气动力对喷管旋转瞬轴的力矩随第2,3段喷管长度的增加而增大.     

短距起飞/垂直降落飞机动力装置特点及关键技术分析

动力装置是短距和垂直起落(STOVL)飞机设计的关键,直接影响其研制的成败。对国外3种典型的STOVL飞机进行分析,结合不同STOVL飞机需求对4类动力装置特征、结构特点、工作原理及发展状况进行归纳及总结。详细提出STOVL飞机动力装置的6类关键技术并进行了技术评价,对发展装备和开展技术研究提出建议,综合分析认为动力装置技术是中国发展STOVL飞机的瓶颈,需要重点研究并予以突破。     

一种基于需求工程思想的民用飞机需求确认方法

依据民用飞机在产品开发过程中需求如何确认的现实需求,定义了一种基于需求工程思想的民用飞机需求确认的方法。该方法一方面引入了需求工程的思想,一方面在不破坏原有设计要素的前提下,同时利用设计方案作为两者沟通、融合的载体,有效实现了“需求是牵引,设计是根本”的现代民机产品开发理念。该方法和流程在民机型号的概念设计工作中得到应用,取得了较好的实践效果。为了能够对相关的工程设计工作提供可参考和借鉴的经验,以飞机起飞场长为例,对该需求的确认过程进行了详细剖析,进一步阐述这种设计方法的关键点和核心思想。     

组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析

采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案（方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机,方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机）总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%;方案一的起飞推力比方案二高出103%;基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。      

民用飞机大侧风起降试飞关键技术研究

某型民用飞机的大侧风起降试飞是我国首次严格按照CCAR25部的要求将相关试飞技术完整运用于民用飞机。结合该飞机的大侧风起降试飞,对飞机理论抗侧风量的预测方法进行了研究和验证,提出了将飞机的理论抗侧风量换算至全重量范围内的方法,并详细阐述了民用飞机大侧风起降试飞过程中的关键试飞技术,可为其他运输类飞机的大侧风起降试飞提供重要的参考。     

三轴承旋转喷管型面设计与分析

通过对短距/垂直起降用三轴承旋转喷管工作原理的分析,给出了型面设计的技术指标,并对三轴承旋转喷管型面进行了分析,探讨了等直段、型面过渡段、收缩喷管段的设计方法。同时,基于某型涡喷发动机开展了数值模拟分析,发现喷管推力矢量有效偏转角与喷管偏转角度大致呈线性关系,且前者约为后者的1.021倍,则设计的三轴承旋转喷管具有产生矢量推力的能力,满足了型面设计的要求。     

涡桨发动机发螺一体化起飞推力优化控制

针对涡桨发动机对起飞阶段的快速响应需求,提出一种发螺一体化控制架构,通过油门杆综合燃油回路和桨距回路,提高系统动态响应。根据螺旋桨特性,设计起飞阶段推力优化控制策略,通过空速调度最大有效起飞功率,从而提升起飞阶段推力响应。仿真结果表明:这种发螺一体化起飞推力优化控制策略使得涡桨发动机起飞加速段推力平均增加2.59%,发动机加速到起飞响应时间小于2.5 s,有效提升了涡桨飞机的快速响应。      

翼上螺旋桨构型耦合气动特性及翼型优化设计

针对半环形式翼上螺旋桨构型,研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性,并以短距起降（STOL）状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先,针对螺旋桨-气动面耦合构型,通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比,分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次,为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型,建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形（FFD）参数化模型,采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计,分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后,将优化翼型用于三维半环形机翼,分析其流场特性与二维计算结果的异同,验证二维翼型优化的有效性。结果表明：真实桨叶多重参考系（MRF）方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构,而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合;采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的,受半涵道的保护,二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承;翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化,在本文计算状态下,通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应,有效实现了气动增升,优化后机翼升力提高了22.51%,显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值,同时保持了机翼负阻力特性。