摘要：舵面效能损耗会直接影响柔性飞机阵风减缓效果,考虑舵面效能损耗是主动阵风减缓控制系统设计的关键。针对柔性飞机遭遇阵风干扰问题,以某大展弦比柔性飞机模型为对象,建立包含刚体运动和弹性模态的柔性飞机结构动力学模型,考虑舵面作动器存在舵面效能损耗的情况,设计一种自适应观测器实时在线估计舵面作动器效能因子,重构和求解自适应主动容错H_(∞)控制器,实现柔性飞机阵风载荷减缓。离散和连续阵风激励下的柔性飞机开/闭环时域响应仿真表明:在舵面无效能损耗情况下,H_(∞)控制与比例-积分-微分(PID)控制均能达到较好的减缓效果,H_(∞)控制相较于PID控制响应时间更快;在舵面存在效能损耗情况下,自适应观测器在4 s内能够完成效能因子评估,基于该效能因子设计的H_(∞)控制器能够达到与理想情况相当的阵风减缓效果。

摘要：针对飞翼布局的早期构型设计,基于遗传算法提出一种气动弹性综合优化设计方法。采用等效板多板模型计算翼面结构动力学特性,利用面元法计算气动力。在考虑颤振速度、静气动弹性变形约束的情况下,以飞翼结构质量最小为目标开展优化设计。结果表明,形状参数优化设计对于飞翼的减重更为直接。当涉及构型尺寸参数设计时,同时进行两种参数的综合优化可以得到较轻的机翼结构,但计算成本较大。采用先进行构型优化,再进行尺寸优化的分级优化方法能快速获得最优的参数组合和满意的减重效果。为飞翼式飞行器的结构总体设计提供了一种快速有效的气动弹性综合优化设计方法。

摘要：在翼面早期设计阶段,为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响,亟需一种基于物理特征的结构分析模型。基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究,针对机翼结构,发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模方法。对模拟边界条件的弹簧的刚度选取进行了详细研究,得到了刚度值的建议选取范围。将等效板模型推广应用到典型机翼结构的静力学、动力学以及静、动气动弹性分析中。通过与有限元计算结果比较发现,两者吻合较好,但等效板方法计算效率更高。等效板模型为翼面早期设计中一种可用的、快速有效的分析模型。

摘要：基于等效板模型发展了一种适用于导弹翼面的动力学和颤振分析方法。在等效板建模过程中,使用简单多项式定义翼面的几何、结构和位移,利用人工弹簧近似边界条件,通过全局Ritz法得到刚度和质量矩阵的解析表达形式,通过特征值问题的求解得到翼面的固有频率和振型。通过频率和模态的初步比较发现,利用该方法得到的弹翼动力学特性与通过有限元方法得到的结果一致。然后利用这两组模态进行弹翼的颤振分析,通过对比发现,两种方法的颤振分析结果吻合,这也进一步验证了等效板方法在弹翼动力学分析方面的准确性。等效板方法为弹翼初步设计阶段的快速建模提供了一种有效工具。

摘要：分布式电推进(DEP)飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率,但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈,气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率,降低研制成本,采用线性无黏的涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)、涡格法-非定常涡格法(VLM-UVLM)及加入黏性修正的VLM(Modified-VLM)提出气动特性快速评估方法。对单机翼、单螺旋桨/机翼耦合、X-57机翼(巡航、高升力状态)及分布式螺旋桨/机翼耦合构型的气动特性进行快速评估。与基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器的结果对比,单机翼和单螺旋桨/机翼升力系数和阻力系数一致性良好,误差最大不超过8.2%;俯仰力矩系数在同一数量级。X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的升力系数与RANS方程结果吻合度较高,误差最大不超过10%。考虑黏性修正的VLM所计算的X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的总阻力系数与RANS方程结果趋势一致。分布式螺旋桨滑流增加机翼的动压,使机翼局部有效迎角发生改变,改变了机翼当地升阻特性。所提方法为分布式螺旋桨飞机在早期设计阶段气动特性快速评估和气动布局方案快速选型提供了一种兼顾计算精度和效率的有效方法。

摘要：由于采用多个螺旋桨动力,旋转颤振成为分布式电推进飞机面临的重要气动弹性问题之一。基于机翼/短舱/桨耦合系统的运动关系及力作用关系,考虑机翼对螺旋桨的下洗和侧洗效应,推导出机翼、短舱和螺旋桨耦合系统的运动方程。将多套短舱/螺旋桨动力的陀螺力矩和螺旋桨非定常气动力引入机翼结构动力学模型,建立分布式电推进螺旋桨飞机颤振模型。通过对动力系统展向位置和动力系统数量的变参分析,研究分布式电推进螺旋桨飞机关键动力布局参数对旋转颤振特性的影响规律,并评估了2种典型的分布式电动螺旋桨飞机布局的颤振特性。结果表明:动力系统位于0.8倍翼展附近时,旋转颤振速度明显提高,而其他安装位置的参数不敏感。从翼根向翼梢逐渐增加动力数量的过程中,当动力个数少于5时,机翼的颤振速度对动力个数参数不敏感,而当动力个数增加至6时,机翼的经典颤振速度和旋转颤振速度均显著提高。在总刚度、总质惯量、总滑流效应和总功率等总体设计指标相当的前提下,动力系统相同分布式方案更佳,更有利于提高经典颤振速度和旋转颤振速度。

摘要：分布式电推进(DEP)飞机气动综合收益受分布式动力/机翼强气动耦合效应的影响,揭示其变化规律及流动机理是开展分布式电推进飞行器设计的关键。本文针对分布式螺旋桨-机翼布局,基于涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)气动特性快速求解方法开展DEP布局气动性能研究,重点研究了螺旋桨数量、旋转方向、螺旋桨间隔3个要素对升阻比L/D、功率载荷T/P、总效率L/P等气动性能指标的影响。结果表明:随着螺旋桨数量的增加叠加效应会减弱,升阻比减小,但总效率增大。当螺旋桨数量小于等于5时,同向旋转构型的升阻比大于反向旋转构型。当螺旋桨数为7时,反向旋转构型升阻比大于同向旋转构型。与同向旋转构型相比,桨盘载荷增加时,反向旋转构型的升阻比会增加。分布式螺旋桨密集布置在翼尖时会同时增加升力和阻力;当翼尖螺旋桨固定在翼尖、其他螺旋桨密集布置在机翼中心附近时,翼尖螺旋桨的上洗效应会削弱翼尖涡,具有增升减阻效果,且升力比螺旋桨集中在翼尖构型时增加得更多。

摘要：根据库塔-儒可夫斯基定理求解得到飞机产生的尾涡强度,并基于离散阵风非定常气动力计算思路,发展了尾涡非定常气动力计算方法。通过频域求得弹性飞机动响应,再利用傅里叶反变换求得时域动响应。分析了某型飞机垂直穿越尾涡时的机体动响应,尾涡引起的弹性过载最大可达到1.3,在该类飞机的设计过程中需要考虑尾涡引起的动载荷对机体强度安全性的影响。