翼身融合飞机横航向操稳特性适航评估

翼身融合(blended wing body,简称BWB)飞机是未来民机的重要发展方向之一。分析了BWB飞机飞行特性并根据相关规章提出适航操稳特性要求,针对典型背撑式双发BWB布局飞机建立了六自由度飞行动力学模型,设计了反馈增稳控制律以满足飞行品质要求;并采用伪逆法设计了控制分配以完成多操纵面偏转的指令,基于系统仿真的方法对临界发动机失效情况下横航向操纵性和机动性开展了适航评估。仿真结果表明,该布局飞机在临界发动机失效情况下仍具有足够的剩余操纵性和机动性。

翼身融合飞机结构研究

主要研究了翼身融合飞机结构受力,讨论了BWB结构与传统飞机结构最主要的区别,提出了一种新的BWB非圆形截面结构。通过计算分析,比较了圆形截面、矩形截面以及混合型截面三种不同结构受力。计算结果表明,在满足重量限制的条件下,混合型结构是一种高效的非圆柱BWB结构。该结构减小了结构所承受的弯曲应力,提高了BWB飞机结构的安全性。

翼身融合体飞机气动外形设计及分析

本文根据以往翼身融合体飞机的一些设计经验,设计了一种翼身融合体飞机气动外形,并研究分析了翼身融合体飞机初始模型在不同风速和迎角的情况下的气动特性。利用CATIA生成翼身融合体飞机初始模型,由于考虑到该型飞机的具体尺寸、选用翼型以及制作重量,所以飞机的巡航速度设计为30 m/s,通过风洞实验和FLUENT计算流体力学软件计算得出初始翼身融合体飞机模型的速度云图和压力云图以及初始模型飞机周围流场分布情况,然后根据FLUENT计算流体力学软件得出的初始模型流场分布情况,确定4种在初始模型基础上经过改进的模型,分别为涡流器模型、翼梢小翼模型、鸭翼模型、平尾模型,研究经过改进的4个模型气动特性(包括升力系数,阻力系数,升阻比)随速度和迎角的影响的思路是:建立精确的改进涡流器模型、改进翼梢小翼模型、改进鸭翼模型、改进平尾模型,利用CFD计算流体力学软件计算在不同风速迎角分别从?4?到14?下飞机的气动特性,并分析在不同速度和迎角下的飞机的气动特性随迎角的变化规律,为今后翼身融合飞机的安全高效飞行提供理论依据。并对改进的4种模型在不同速度和迎角下的升阻比等气动特性与初始模型进行对比,再根据不同的改进模型在不同飞行状态下所具有的气动特性探讨其改进模型的用途及其发展价值。

翼身融合的遥控飞机表面压力分布试飞数据和专业预测数据之对比

使用单一制图法UNIGRAPHICS软件和PMARC对一架翼身融合体遥控驾驶飞行器进行了设计。其模制品由数控铣床加工成型，32个压力孔也成型在翼身融合体的混合区里。包含一个32通道PSI压力传感器的航电设备地遥控驾驶飞行器上。飞行试验过程中，从飞机上获得的数据允许将专业方法预测值与表面实际压力分布测量值进行对比。首飞试验表面压力的扫描速率为2Hz。容许系统以30Hz的速率扫描PSI模型的航电设备升级品，以便产生一个机动期间的表面压力分布的实时视图。本文介绍的是首飞试验的结果。

一种新型高隐身低阻尼控制系统设计与仿真

V尾翼身融合飞机可以看成是一种具有较高的隐身特性的低阻尼系统,特殊的构型使得其系统参数和操纵特性与常规飞机有所区别,采用线性二次型的控制算法设计了其飞行控制律并进行了仿真与评估,搭建了纵向的俯仰角速率控制构型、副翼方向舵交联、横向的滚转阻尼器、航向的增稳器和阻尼器并进行了MATLAB/SIMULINK仿真,最后利用等效系统拟配的方法对"飞机本体+飞控系统"的高阶系统的特性进行了评估,得出了所设计的控制系统在增加纵向系统的阻尼比和横航向系统的阻尼比和自然频率的同时,还会对纵横交感现象起到一定的改善作用。

一种利用尾舵偏转实现BWB飞机减速的方法

结合国内外的相关研究工作,提出了一种利用尾舵偏转实现BWB飞机发动机喷气气流方向的改变,进而达到减速目的的方法。基于求解三维欧拉法方程,数值模拟了不同尾舵偏转角度下BWB飞机发动机喷口附近的流场分布特性和反推力大小,并评估了着陆场长收益。气动与性能计算结果表明,在计算滑跑速度范围内,发动机喷气气流会冲击到偏转的尾舵上,进而产生反向喷气气流,并产生较大的反推力,有效降低着陆场长,且随着尾舵偏转角度的增加,反推和减速效果逐渐增大。