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：从设计实际出发,为切实提高气动性能,开展了大展弦比飞翼无人机(UAV)的气动设计及分析研究.在设计分析过程中,依据飞翼无人机的特征,提出了气动设计准则;基于设计准则,采用更新设计的策略,结合变可信度数值模拟、代理模型优化方法构建了优化设计框架;针对飞翼无人机开展了参数化表达、无限插值网格自动生成以及多轮更新优化,得到了优化推荐构型;应用γ-Reθt转捩模型方法对优化构型的气动性能进行了细致地验证分析.研究结果表明:通过气动设计,飞翼无人机设计构型很好地契合了设计准则,其巡航升阻比相比最初的原始构型提高了14%,γ-Reθt转捩模型能较细致地分析大展弦比飞翼的流动特征.

摘要：舵面偏转速率的大小是飞机飞行控制系统设计的重要约束之一.当偏转速率饱和时,在外界干扰或操纵下,飞机可能进入自激振荡(PIO)状态,导致飞行品质下降.建立了飞翼布局飞机舵面偏转速率限制值的设计方法,给出了某大展弦比飞翼布局飞机的三轴主操纵面偏转速率设计的算例,分析了偏转速率限制对飞机动态响应特性的影响及其与飞机本体气动导数、转动惯量、展弦比构成的组合参数间的关系.结果表明:对于大展弦比飞翼布局飞机而言,其横向主操纵面偏转速率限制值要求最高,纵向次之,航向最低.研究方法和结果可用于飞翼布局飞机的操纵舵面与飞行控制系统初步设计时参考.

摘要：特殊的操稳特性导致常规飞机的低阶等效拟配方法不完全适用于飞翼布局飞机。为保证飞翼布局飞机低阶等效拟配的准确性与成功率,对飞翼布局飞机与常规飞机在气动特性、操纵特性、控制系统设计等方面的差异进行了分析,开展了飞翼布局飞机低阶等效拟配方法研究。通过频域特性分析研究了拟配频率范围对拟配结果的影响;综合飞机的时域响应与拟配结果,对比了常用的方波、"3211"、扫频信号对飞翼布局飞机的适用性,结果表明方波信号更适用于飞翼布局飞机;通过仿真分析了指令信号强度对飞翼布局飞机拟配效果的影响;提出了横向与航向激励指令信号联合适配设计的方法,从而获得更高的横航向拟配成功率。

摘要：提出综合考虑飞翼布局隐身性能和气动性能的平面形状特征参数,分析了方案优选中的约束关系.采用参数化方法构建了三维曲面模型,并将物面网格划分流程进行自动化封装,通过更改设计参数准确快速地得到新方案的物面网格.应用基于Euler方程的数值方法进行布局方案的气动性能计算分析,在重点方案的分析中加入黏性修正;应用高频近似方法估算方案的隐身性能.以巡航状态作为设计点,在隐身性能的约束下,应用分析-修正的方法完成了气动布局方案优选,并对最终选定的方案进行风洞试验验证,证明该方案有进一步研究的价值.

摘要：飞翼布局飞机取消了常规布局飞机采用的安定面和操纵面,由此引起其可控性设计的诸多新问题。以某小展弦比飞翼布局作战飞机为例,利用风洞试验结果研究了几种典型新型操纵面的操纵新机理及不同飞行条件下的操纵效能等。基于可控性设计的要求,估算了该飞翼构型作战使用所需的三轴最大控制力矩系数。通过引进舵容量的概念提出了新型操纵面的参数化设计方法,最后对这一新布局方案进行了可控性评估,为飞翼布局飞机概念设计阶段的新型操纵面布置和设计提供了一种实用的方法。

摘要：开展了微射流控制参数对飞翼布局无人机(UAV)气动特性影响规律的研究。建立的流动控制模型及数值模拟技术经过了TAU0015翼型流动控制试验校核。设计了布置于飞行器前缘和1%c处的8套阵列式微射流控制方案,研究了微射流技术的气动控制效果,分析了典型流动控制参数对控制效能的影响规律。研究结果表明:微射流技术可以有效改善飞翼布局UAV大迎角下的流动分离现象,升力系数增幅达25%,布置于飞行器前缘和内翼段的射流激励器控制效果较优,较大的射流动量系数对流场影响较大,最优的无量纲射流频率为1。

摘要：针对飞翼飞行器不同于常规布局的特点,该文以飞翼飞行器为对象讨论了其气动伺服弹性耦合问题。利用分支模态法建立了考虑刚体动力学的综合动力学模型,并结合控制结构及传感器布放位置获得全机的气动伺服弹性模型,详细讨论了不同高度、马赫数情况飞翼飞行器飞行-控制-结构动力学之间的相互影响关系,并对其耦合的动力学特性进行了描述与分析。该文所得的结论对此类飞机的气动伺服弹性分析和设计具有一定的参考价值。

摘要：寻求高效实用的航向控制措施一直是飞翼布局飞行器设计的难点。提出了一种由外翼上翼面嵌入式阻力舵和其相对应的后缘副翼组成的组合舵航向控制措施,通过CFD方法、风洞试验和模型飞行试验3种研究手段,综合研究了单独部件和组合舵在低速、亚声速时的航向控制特性。结果表明:单独阻力舵的航向控制能力比较强,但与纵横向力矩耦合严重,需与其他舵组合使用;单独副翼的航向控制能力很弱,且与纵横向力矩耦合非常严重,建议不单独作为航向控制措施使用;组合舵的航向控制能力强,选取阻力舵与副翼的舵偏角角度差在0°~5°范围的组合舵方案,可以大幅度削弱与纵横向的力矩耦合程度,实现操纵舵面解耦设计;无论单独部件,还是组合舵,舵偏角为0°~6°范围的力矩变化规律较差,建议通过预置舵偏角等方式避开此角度区域。

摘要：双后掠前缘飞翼布局具有较好的气动隐身特性,是近年的一项研究热点。其纵向气动特性设计的主要难点是如何在小俯仰力矩的约束下实现高升阻比设计。本文从平面形状选择、重心位置选择、翼型选择/优化与配置等方面提出了一些设计思路,设计了一种双后掠前缘飞翼布局,并通过数值模拟和风洞试验两种手段,验证了设计思路的合理性。CFD计算表明该布局在亚声速设计点具有较高升阻比和较小的俯仰力矩系数。