高空高速无尾布局无人机全包线鲁棒控制设计研究

高空高速无尾布局无人机全包线鲁棒控制因其宽泛的飞行包线和特殊的布局成为飞行控制设计的技术难点。文中把鲁棒控制设计分解为无尾飞机的鲁棒稳定和高空高速无人机宽包线飞行的鲁棒控制两步,阐述了适合于无尾飞机的鲁棒稳定结构,给出了全包线鲁棒控制设计方法,仿真分析显示较好的解决了无尾飞机从低空低速到高空高速的鲁棒控制。

无尾布局垂直／短距起降飞行器动力学与飞行控制

无人作战飞机是航空武器装备的重要发展方向，垂直／短距起降能力是下一代作战飞机和舰载作战飞机的追求目标之一。无尾布局垂直／短距起降飞行器具备提高生存性必须的隐身能力和近距空战所倚重的超机动飞行能力，但也产生了一系列增稳与控制问题。本文以某型原理验证机为背景，进行了平台的总体设计，在此基础上建立无尾布局垂直／短距起降飞行器的数学模型，并通过智能自适应方法对其进行控制，控制量通过控制分配合理的协调各操纵面，最后在MATLAB7．0／Simulink环境下通过数字仿真进行了验证，结果证明了本文所提设计方法的有效性。

基于总体参数的无尾布局飞机零升力矩系数的估算

零升力矩系数对无尾布局飞机的操稳特性有着重要的影响,针对这种特殊布局提出了一种基于总体参数来估算其零升力矩系数的方法,这种方法可行性强,估算结果与实验结果偏差很小,对无尾布局飞机的操稳特性研究很有帮助。

关于无尾布局飞行器设计探讨

本文将从微型飞行器的概述角度出发,对其定义以及技术特征进行介绍,对气动设计中关键参数、选择翼型等最主要的步骤展开探讨,仅供有关部门参考借鉴。

W-型无尾气动布局研究

提出了一种新型的飞机气动外形—— W-型无尾布局及其气动设计思想 ,初步研究了两种气动布局方案 :前掠翼无尾气动布局和 W-型无尾气动布局。采用 Euler方程加附面层修正的数值分析方法 ,研究了两种布局的纵向气动性能 ,分析了翼身融合及机体大后掠侧缘对气动性能的影响。结果表明 ,W-型无尾气动布局具有良好的气动性能 ,其气动设计思想合理可行 ,具有良好的发展前景。

前掠翼融合体无尾布局流动控制技术

通过风洞试验研究了前掠翼融合体无尾气动布局(FBB布局)的流动控制技术。研究结果表明,FBB布局设计使前掠翼的前缘涡与融合于机体的大后掠侧缘的侧缘涡的发展过程达到了较为理想的匹配,有效控制布局的流动是FBB布局获得突出纵向气动性能的主要物理根源。针对大迎角状态提出的两段可动式侧板流动控制技术,通过可动段与固定段前缘之间形成收缩型缝道,将机身下表面的高能气流引入上表面增强了机体侧缘涡,加强了对机翼根部和后体流动的控制、减缓机翼根部分离、控制机头分离区,既可提供俯仰控制力矩,又不损失升力,改善了失速特性,有利于FBB布局的纵向配平和俯仰控制。FBB布局的流动控制设计思想和两段可动式侧板控制技术为无尾布局飞机设计提供了一条崭新的思路。

无尾布局嵌入式舵面的大迎角纵向操纵能力研究

针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。

无尾布局后体超声速航向增稳设计方法

针对无尾布局超声速航向静稳定性不足的问题,提出一种基于超声速压缩/膨胀流动的后体超声速航向气动增稳设计方法。首先通过无尾布局扁平后体和常规后体方案航向静稳定性和表面流场差异的对比,明确了后体超声速航向增稳设计思路。然后基于后体参数化外形分析了后体型面对于布局超声速航向静稳定性的影响规律。最后通过评估典型后体方案的综合气动特性验证了后体超声速航向增稳设计方法的可行性。研究表明:重心后侧向投影面积增量、后体脊线以及后体截面曲线是影响后体型面超声速航向增稳能力的3个主要参数。与常规后体型面相比,通过超声速航向增稳设计获得的后体型面能够在布局阻力变化不大的情况下,显著改善无尾布局在跨声速和超声速状态的航向静不稳定性。

无尾布局翼型的DISC设计研究

采用DISC方法耦合N-S方程求解程序研究了无尾布局翼型的设计。通过NLF1015,RAE2822翼型的反设计表明,该方法可用于亚、跨声速翼型设计,具有简单、计算量小的优点。完成了翼型改进和新翼型设计,对某BWB飞机内翼段翼型进行了改进设计,采用人工干预对现有翼型压力分布进行局部修正,达到快速削弱激波、改善翼型气动性能的目的;针对小展弦比翼身融合布局内翼段新翼型设计,采用基于多目标多约束压力分布优化的设计思想,得到满足气动和几何约束的目标压力分布。设计结果表明,数值优化目标压力分布方法较易满足总体与气动的设计目标和约束。

无尾布局纵向操纵的嵌入式舵面概念研究

基于提高W型无尾翼身融合布局大迎角俯仰操纵能力的设想,探索一种机身下表面嵌入式俯仰操纵舵面的新概念。采用CFD方法,研究纵向两个位置、两种弦向长度组成的四种机身下表面嵌入式舵面构型对无尾气动布局性能的影响及其流动机理,分析了嵌入式舵面提供纵向操纵控制的作用原理。研究结果表明,下表面嵌入式舵面可作为无尾布局大迎角俯仰操纵的有效补充措施,为无尾布局大迎角俯仰操纵提供了新的技术途径,具有进一步深入研究的价值。

大型客机无尾布局航向组合舵面控制技术研究

针对无尾布局航向控制问题,提出了嵌入式阻力舵与襟副翼组合的航向组合式操纵舵面,结合300座级翼身融合布局大型客机设计方案进行了舵面设计和风洞试验研究。结果表明,单独嵌入式阻力舵在提供航向控制力矩的同时,耦合了更大的滚转力矩和侧力,需解耦消除;采用组合式舵面,不仅可提供更大的航向控制力矩,同时减缓甚至消除了耦合滚转和侧力。在某些舵面组合状态,有实现十分理想的纯航向操纵模式的可能。组合式舵面为解决无尾布局飞机的航向控制问题提供了一条崭新的技术途径,具有广阔的工程应用前景。

面对称无尾高超声速飞行器三通道耦合失稳判据

针对新一代面对称高超声速飞行器通常采用的无尾布局、小控制面设计而导致的飞行器稳定性大幅降低以及通道间控制耦合严重的问题,基于飞行器的六自由度动力学方程,利用线化小扰动理论,通过推导引入了飞行器三通道开环和闭环的气动稳定性耦合判据,其判据中包括了传统的气动静导数和动导数,组成了新的三通道耦合稳定性判据体系。相比现有判据,本研究新引入了俯仰和滚转通道静稳定性耦合判据,以及三通道的动稳定性耦合判据,并用数值仿真验证了本文引入的判据在判断无尾布局高超声速飞行器稳定特性中的有效性,为该类飞行器提供了快速有效的稳定性分析工具。

高隐身超声速无尾布局飞机设计

针对高隐身超声速无尾布局飞机设计技术、无尾布局增稳及控制措施设计技术、高隐身超声速无尾布局气动隐身耦合设计技术,以及扁平化布局进排气一体化设计技术等内容,开展了多目标优化设计和研究。基于传统飞翼布局设计思想,采用多种先进布局设计手段,完成了无尾飞机总体布局概念方案设计和数值仿真。通过对机身前体形状、前体侧向投影面积、前体水平投影面积,以及推进系统后体壁面扩张比开展多轮参数敏感性分析,建立了关键部件参数化设计准则,并完成了机翼后缘操纵舵面设计。通过阻力舵面的布置基本解决了扁平化前体导致的纵向力矩上仰问题,形成了高隐身超声速无尾布局设计方法,可为工程中无尾布局飞机气动隐身综合设计工作提供参考。

无尾飞翼布局特殊舵面建模与气动弹性研究

以多舵面组合下的无尾飞翼布局飞机为基础,建立全机的结构有限元模型和气动面模型。针对其双舵面的特点,进行气动与结构修正,从而比较真实的反映双舵面飞翼布局的气弹特性,提出了一种实用的建模和计算方法。

基于改进涡格法的飞翼布局飞机稳定性导数计算

由于没有垂直安定面,无尾飞翼布局飞机航向安定性通常接近中立或略微为负,造成了其横航向稳定性与常规布局飞机具有很大区别。因此无尾飞翼布局飞机在概念设计阶段,必须在进行气动性能优化的同时,计算获得较为准确的气动导数数据以对飞机横航向稳定性进行分析,这对气动计算软件计算精度和效率提出了很高的要求。本文在现有涡格法计算软件的基础上,提出了改进算法。以一概念飞翼布局飞机为算例进行计算,结果与风洞实验结果的对比证明:飞机具有侧滑角的情况下,改进算法比原算法计算精度有明显提高。

折叠机翼变体飞机总体布局初步研究

超声速全无尾布局是未来空战平台发展的重点方向。为了提升全无尾布局飞机的操控效率,同时满足战斗机宽速域的飞行需求,提出了一种可变机翼折叠角布局概念方案,采用气动力仿真手段对其机翼折叠、展开等不同状态的特性进行了分析。得到折叠角度、折叠转轴角度等折叠变体参数对气动特性的影响规律,获得了展开状态高升阻比、折叠状态阻力小的初步变体布局方案,研究结果表明折叠变体布局能适应战机的需要,具有广阔的发展潜力。

飞翼无增稳条件下横航向动稳定设计方法

横航向稳定性不足的问题是飞翼布局飞机设计过程中需要处理的关键问题之一。提出了一种在无自动器增稳条件下,不改变飞机平面布局而仅修改上反角实现飞翼布局飞机横航向动稳定的设计方法。从理论角度分析了该设计方法的可行性,以改进的涡格法和横航向线化小扰动方法构建数学分析模型,利用根轨迹方法对飞机不同飞行状态下的横航向动稳定性发展情况进行描述以指导优化方向。通过以一小尺寸飞翼布局飞机作为研究算例,对其进行展向上反角优化研究,以证明该套设计方法的有效性。试飞数据及计算结果表明,上反角优化明显改善了飞机荷兰滚模态特性。

新型无尾联接翼布局气动特性研究

提出一种上下错开的无尾联接翼,即前翼或者后翼上反一定角度,使得前后翼垂直方向的相对距离从翼根处开始到翼梢处逐渐增大,以达到减小前后翼气动干扰的目的,搭接的小翼具有翼梢小翼作用,可有效减小诱导阻力。采用基于RANS方程的数值方法,研究了前后翼分别上反10°,20°和30°时对总体气动特性的影响,结果表明,当前翼上反且上反角为30°时其联接翼系统气动性能最佳。对该联接翼布局在Ma=0.85,0.95和1.20下进行了数值分析,结果表明,其升力系数变化较小,阻力系数在Ma>0.85后才急剧增大,有应用于未来跨声速/超声速客机布局的潜力。

V/STOL飞机建模与仿真分析

以原理验证机为背景,建立了无尾布局垂直/短距起降飞行器的数学模型,并通过智能自适应方法对其进行了闭环飞行控制,控制量通过控制分配合理的协调各操纵面,最后在MATLAB7.0/Simulink环境下通过数值仿真进行了验证。结果显示,该平台具备垂直/短距起降能力和较好的飞行性能。

翼型俯仰控制的腹部扰流板研究

采用CFD方法探讨了腹部扰流板用于无尾布局俯仰控制的可行性。选择无尾布局机体中部翼型作为研究对象,在高速飞行状态,研究了扰流板位置、高度、偏度等参数对翼型俯仰和升阻性能的影响及其流动机理。结果表明:腹部扰流板产生的泡状分离及其影响通过改变翼型压力分布和激波位置,产生板前加载、板后卸载效果。通过对扰流板几何参数的合理选择,可在较大迎角范围内提供用于俯仰控制的抬头力矩增量,可作为改善无尾布局高速俯仰操纵特性措施深入研究。扰流板带来的附加阻力增量使翼型升阻性能变差问题,需在后续研究中进一步考察。