Brilliant Anti-Tank Submunition转平机动的舵效率改进研究

针对Brilliant anti-tank submunition(BAT)舵效率不足,不能有效转入平飞的问题,首先基于气动工程估算的方法计算气动数据,通过与风洞实验数据对比,证明了估算结果的准确性.估算结果与风洞实验结果同时说明BAT外形舵效率较低,无法提供足够的俯仰过载,弹道仿真进一步表明原外形BAT不能有效地转入平飞.针对BAT外形舵效率较低的情况,尝试通过对外形的改变来提升舵效率,包括增加弹翼弦长和展长及改变舵位置.结果表明这些改变均可不同程度上消除原有不足.进一步研究发现将原副翼舵面改变成尾舵后,可以大幅提升全弹的可用俯仰过载,使BAT机动能力有效提升.弹道仿真表明外形改进后的BAT可用过载增大,高度变化平滑,可以有效地转入平飞.

飞行控制系统舵面效率损失率估算方法研究

以某型飞机为研究对象,论述了一种基于模型的自修复飞行控制系统舵面效率损失率的估算方法。首次提出了采用多传感器信息融合来估算舵面效率损失率。因为舵面损伤故障采用全局滤波法检测,没有可直接测量其损伤程度的传感器,所以需要从飞控系统中多个传感器的测量信号综合判决来估算舵面损伤情况。最后,对所设计的舵面效率损失率的估算方法进行了数字仿真研究。仿真结果验证了该方法具有较高的准确性和实时性,为飞行控制系统舵面效率损失率的估算提供了一种有效的方法。

类乘波体飞行器机身与安定面对舵效影响及干扰机理研究

基于Navier-Stokes方程,数值模拟了高超声速情况下,类乘波构形机身带安定面与舵面粘性绕流,找出关键参数对舵面效率的影响规律,并对其干扰机理进行了分析。研究结果表明:1安定面与舵面的水平距离、垂直距离、机身的存在都会对舵面效率产生影响;2在有机身和无机身的2种构型下,水平距离与垂直距离对舵面效率影响趋势一致,相对影响量也基本相同;3在攻角4°状态下,水平距离对舵面效率的干扰影响小,因此在水平舵面安装位置固定的情况下,为了增加飞行器纵向静稳定性,安定面可以适当地靠近水平舵面;而垂直距离对舵面效率的干扰影响较大,因此,为了减小干扰,安定面的安装位置尽可能地靠上一些;4由于机身的存在,舵面根部受到了机身低马赫数区较强的干扰,造成了舵面效率降低,与无机身的构型相比较,机身的存在使得舵面效率降低可达到20%,因而应该采取适当措施减小机身干扰。文中的研究结果可为高超声速飞行器布局设计提供定量与定性的参考依据。

基于试验气动力的飞机副翼效率优化

针对弹性后掠翼飞机在使用试验气动力分析时所出现的副翼反效问题,利用遗传算法对机翼结构进行优化.弹性飞机副翼效率计算采用试验气动力.重点针对一个发生副翼反效的严重飞行状态点进行了机翼结构优化,对比分析了优化前后副翼效率、相同副翼偏度下所产生的滚转率随飞行动压的变化及颤振特性的变化.并比较了基于试验气动力的情况下只针对单一飞行攻角的优化结果和同时考虑多个飞行攻角的优化结果,分析了飞行攻角对优化结果的影响.结果证明:利用结构优化方法可有效在详细设计阶段解决弹性飞机严重飞行状态点副翼反效问题,并且优化结果对飞机颤振特性基本无影响.

基于Kriging模型的高超声速舵面优化设计

采用RANS方程进行了高超声速舵面的气动特性计算与平面形状优化设计研究。为了提高优化效率,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化舵面操纵力矩和最小化平面面积为目标,以阻力不增为约束条件,进行了舵面平面形状优化设计。优化结果表明,优化舵面的平面面积减少了4.78%,力矩绝对值在设计点增加了24.69%,且在较大的攻角范围均有提高。将初始舵面和优化舵面分别装配到方形截面导弹上,验证计算表明,优化舵面的操纵效率更高。

高超声速安定面/舵面干扰特性研究

为了改善高超声速乘波体飞行器的稳定性及操作性,针对安定面/舵面组合体的绕流特性进行研究。通过数值求解RANS方程,对Ma=6时安定面/全动舵组合体关键参数对舵效的影响规律进行研究,并对流动机理进行分析。计算结果表明,安定面与全动舵间水平距离、垂直距离是影响舵效的关键参数。分析干扰流场可知,全动舵主要受到安定面尾迹、激波系及翼尖涡的干扰。其中,安定面尾迹对舵面干扰最大,故全动舵应尽量避开安定面尾迹。

飞行器静操纵性评估方法研究

建立了一种基于优化思想的配平舵偏求解方法,在此基础上对飞行器静操纵性进行了评估。具体采用三通道线性叠加模型,结合多维线性插值和牛顿-拉夫森算法,对大量的飞行器风洞试验数据进行处理,快速准确地求解出各个状态下的配平舵偏。与传统求解方法相比,该方法求解精度不受搜索间隔限制,求解时间大大缩短。通过对求解结果进行分析,评估飞行器的静操纵性,提高了静操纵性的评估效率和准确性。

某型联翼布局无人机的气动计算与分析

与常规布局飞机相比,联翼布局飞机具有结构重量轻、抗弯扭强度大、诱导阻力低、升力系数大和稳定性好等优点。介绍一种高效的数值模拟方法,完成对某型联翼布局无人机气动特性的初步计算与分析。基于商业软件ANSYS,整个研究过程着重于从网格建模、全机流场模拟、气动模拟数据分析三个方面,探索该型无人机纵向、横向和航向的气动特性以及主操纵面的操纵效率,实现对该型无人机稳定性和操纵性能的表征与评估。结果表明:无人机升降舵偏角的变化不影响无人机的握杆静稳定度,并且在0°~25°的升降舵偏角(下偏)范围内,升降舵偏角与升降舵的升力系数基本呈线性变化;在-4°~12°的迎角范围内,随着迎角的不断增大,该型无人机的横向静稳定性水平越大;两个垂直翼和垂尾是产生航向静稳定性的主要部件。

非线性静气动弹性分析方法在阻力方向舵上的应用

对于无尾飞翼布局飞机,阻力方向舵是一种十分有效的航向操纵装置,在开裂状态下利用其产生的阻力形成的偏航力矩进行偏航控制。在这一过程中,阻力方向舵的气动分布具有较强的非线性特性,由此导致的舵面弹性变形会对其操纵效率产生较大影响。采用基于CFD/CSD的流固耦合方法,完成了非线性静气动弹性设计建模及仿真计算方法研究,开展了阻力方向舵弹性效率的计算分析,明确了阻力方向舵弹性效率随马赫数、速压,以及阻力舵开度的变化规律,同时研究了阻力舵开裂对全机气动特性及其他舵面弹性效率的影响。

强机动超空泡水下航行器空间运动控制面布局(英文)

针对超空泡航行器航向舵后置布局在强机动航行时舵效不足的问题,建立了一种全新的兼顾直航与机动运动的控制面布局模式,首次提出了非对称分布艏舵的超空泡航行器控制面总体方案,采用双自由度空化器作为控制面,水平偏转控制航向,上下偏转控制俯仰和深度,且在空化器下部复合抗横滚鳍片。针对某超空泡水下航行器进行了系统动态特性仿真分析,横滚剩余力矩约从0.1s衰减至0,极限横滚角小于0.1°。分析结果表明:以空化器作为艏部航行舵替代常规布局的尾部航向舵,可以显著提高舵效。