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。     

控制分配技术在无尾飞机纵向控制系统中的应用研究

针对现代无人机大多采用多操纵面结构的情况,在控制系统当中采用控制分配技术来合理利用各个操纵面的控制效率,以得到更好的控制效果和能力。首先利用经典控制方法设计出在各个舵面均为正常情况下的基本控制律,以产生整个控制指令;然后设计控制分配器,将整个控制指令合理地分配到各个舵面上。使用控制分配技术在无尾飞机纵向飞控系统当中进行了应用研究,并给出了各个舵面均正常情况和某些舵面故障情况下的仿真结果,证实了使用控制分配技术的有效性。     

一种基于转矩可达集的操纵面组合分配设计方法

现有基于数学规划的操纵面组合分配方法往往忽略操纵面之间物理区别、同时调用所有控制面参与各阶段分配求解,这种做法极不利于算法的工程应用和系统的可靠性。提出了一种基于转矩可达集设计的操纵面组合分配方法,该方法首先计算出各个基控制组的转矩可达集,在此基础上综合分析各个基控制组转矩可达集的构造特点,结合操纵面的气动特性、雷达反射特性、最少推力矢量模式等工程要求,确立一组主控舵面,以使现有常规布局飞机的控制律设计方法和经验得以沿用。而当主控舵面不能满足机动飞行对于可用力矩的需求时,启用辅助操纵面及推力矢量操纵面,辅助操纵面的管理按照舵面偏转对于雷达反射的优先级进行。仿真验证表明:文中提出的方法避免了数学规划法各模态切换带来的复杂问题,按照三轴可用力矩调度管理辅助操纵面、推力矢量操纵面的方法有效可行,能够实现合理的操纵面分配设计。     

基于纵向直接力控制的飞翼布局无人机紊流减缓

飞翼布局无人机在大气紊流中飞行会受到较大的紊流载荷,而受限于自身构型和舵面配置,无法采用传统控制方案进行紊流载荷减缓。分析了飞翼布局无人机的舵面气动特性,提出一种多组舵面配合产生纵向直接控制力的垂直紊流减缓方案,并采用自抗扰控制技术设计了非线性控制器,在线估计系统误差和紊流扰动,并进行补偿控制。仿真结果表明:飞翼布局无人机采用直接力控制方案,并加入该非线性控制器后,能显著减缓在大气紊流中飞行中的法向过载,同时保证姿态和航迹稳定。     

降低气动舵操纵耦合的高超声速飞行器总体优化研究

针对高超声速飞行器严重耦合特性给控制系统设计带来的问题,从简化控制系统设计的角度出发对飞行器总体提出通道间耦合小的优化设计要求。以气动舵控制的翼身组合体外形高超声速飞行器为研究对象,引入操纵耦合力矩影响作用的度量-操纵耦合度定义;结合工程估算与CFD计算方法建立操纵耦合度与飞行器总体外形参数的表征关系;采用多目标粒子群算法,求解以总体外形参数为决策变量,以各通道操纵耦合度最小为目标函数的优化问题,从而确定可降低气动舵操纵耦合的高超飞行器总体随控优化策略。算例分析表明,提出的高超声速飞行器总体随控优化方法可有效改善气动舵控制高超飞行器的操纵耦合特性,对控制系统设计具有重要意义。     

可变弯尾飞行器气动设计研究

可变弯尾飞行器的气动方案是高超声速机动的潜在可行方案。利用内伏牛顿流理论计算分析了此类飞行器的高超声速气动特性,提出了气动设计的关键问题。采用加权多目标法和多目标遗传算法对此类飞行器进行了气动布局的优化设计,分别研究了配平务件下的升阻比和铰链力矩问题,以及铰链力矩、操纵效率与飞行器质心位置和弯尾部分长度的相互关系。研究表明,应通过合理的布局优化设计,使弯尾角等于或接近于其自由漂浮角,设计诀窍是使弯尾部分的质心及压心设计在弯尾的铰链轴上,即三心合一。合理的布局设计可以使可变弯尾飞行器具备弯尾控制效率高、升阻比大且铰链力矩小的特性。     

一种低速情况下无尾飞翼飞机航向控制方法

无尾飞翼飞机通常使用开裂式阻力方向舵或者嵌入式操纵面来解决其航向控制问题。开裂式阻力方向舵对飞机的航向控制机理与传统方向舵不同,其舵效随舵偏角的变化呈非线性特性,且在较大迎角时会产生操纵反效现象,诱发航向振荡,产生飞行事故。针对此问题,利用CFD方法分析了某小型无尾飞翼飞机开裂式阻力方向舵的操纵特性,提出一种基于迎角反馈的开裂式阻力方向舵预偏差动控制方法,并进行了非线性数值仿真和试飞验证。结果表明:该方法可以改善开裂式阻力方向舵的非线性特性,解决操纵反效问题,增强无尾飞翼飞机低速飞行时的航向控制性能。     

飞机舵面缝隙设计及其光顺

舵面的主要功用是提供飞机足够的操纵性,舵面缝隙的设计和光顺对于保证舵面操纵的灵活性和减少气动阻力都是很有意义的。本文针对某型无人机舵面设计,导出了一种确定后掠翼舵面展向缝隙尺寸的计算方法。使用该方法能够定量地计算舵面在极限偏转角下缝隙的尺寸,为舵面设计提供了可靠依据。同时导出了一种确定舵面前缘曲线以及与之相邻的安定面后缘曲线、拟合圆圆心、半径及切点的计算方法。用此方法使得各曲线段的连接点严格相切。     

飞翼无人机静气弹参数分析及操纵效率计算

耦合流体控制方程与结构动力学方程求解飞翼式无人机的静气动弹性参数响应及不同舵面的操纵效率。首先通过气动结构松耦合技术研究了飞翼无人机静气动弹性响应,对比分析刚性与弹性气动特,分析高度、马赫数、迎角及侧滑角对静气动弹性的影响;其次研究单一舵面偏转与组合舵面偏转的静气弹性,并分析结构几何非线性对静气动弹性的影响;然后分析阻力方向舵开裂角对静气弹的影响;最后计算不同马赫数不同舵面的操纵效率。研究表明迎角增大位移幅值也增大,不同高度位移响应频率形式是一样的,侧滑角对无人机半模静气动弹性响应并没有影响;开裂角增大位移幅值减小,且振荡收敛时间越短;方向舵操纵效率与组合舵面操纵效率相比差异较小,组合舵面操纵效率与单一舵面相比较高,不同组合舵面操纵效率比较接近。     

控制效能与飞机多操纵面配置

提出一种对多操纵面布局飞机进行优化配置的理论方案。令不同舵面配置类型飞机产生相同的机动飞行，从而提出了控制效能概念，推导出Moore—Penrose逆算法是解决控制效能的一种有效工具。基于此概念分析了某型飞机在不同舵面配置情况下的控制效能。此算法为新型飞机设计提供了一种解决操纵面配置的途径。     

一种远程隐身空空导弹的外形设计

文章对与远程隐身导弹总体设计密切相关的三维几何造型和雷达散射特性作了相关研究.外形隐身是雷达隐身的关键因素,通过对导弹外形细节设计的研究,分析了外形细节设计对改善雷达.隐身效果的作用.最后,针对其隐身效果对其外形进行了一体化设计,分析表明文中设计的远程隐身空空导弹能够达到设计初期所期望的要求.     

升力风扇垂直起降飞机阻力特性分析

结合升力风扇系统动量理论方程和固定翼飞机的升阻计算模型,建立了升力风扇垂直起降飞机升阻特性估算模型。通过该模型得到了升力风扇垂直起降飞机的典型阻力特性曲线,并分析了全机总体参数对于过渡态阻力峰值的影响关系,进而得到了关于升力风扇垂直起降飞机总体布局设计的相关指导原则。     

超燃冲压发动机前体/进气道和隔离段气动设计

采用等激波角设计方法并考虑温度、激波与附面层干扰等的影响，对超音速燃烧冲压发动机的二维混压式高超音速前体／进气道和隔离段的设计进行了探索，给出了前体／进气道和隔离段的几何结构和尺寸。运用二维CFD数值计算手段，对所设计进气道结构进行了修正，并计算了设计状态和非设计状态性能和流场。研究表明，文中所设计的进气道结构简单、附加阻力较小、总压恢复系数较高，所给出的设计方法对于前体／进气道和隔离段的初步设计具有较好的适用性。     

一种智能反步控制方法及其应用

针对反作用射流导弹的非线性和参数不确定性严重的特点,提出一种鲁棒自适应反步智能控制(Backstepping)方法。通过非特定的Lyapunov函数,采用遗传算法优化Backstepping镇定系数,得到适当的函数降低了当镇定系数不当时跟踪误差对控制律的影响。结合模糊小脑模型(FC-MAC)神经网络,推出系统参数不确定时的鲁棒控制律,克服了传统自适应反步法对模型不确定性要求线性有界问题。仿真结果表明,这种结合Lyapunov函数选择和参数优化的Backstepping方法鲁棒性强,受参数变化影响小。     

削面/配平翼飞行器的气动计算及分析

带削面／配平翼的钝双锥外形是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。该外形具有配平升力大、升阻比大、空间大等特点，可以利用迎风翼面及背风翼面进行配平控制，而且侧向控制翼不仅可以控制侧向配平及稳定，还可以利用不同的扩张角改变飞行器的配平阻力和配平升阻比。研究了此类飞行器的迎风／背风配平控制效率问题，以及飞行器的侧向稳定性问题，并提出了实现滚转控制的技术方案。     

基于无尾飞机横侧向控制律参数优化设计的一种方法

详细研究了无尾飞机横侧向系统的稳定性,并针对该无人机横侧向控制系统,运用经典的控制方法,通过优化而自动调节控制律参数的一种时域方法设计控制律,优化算法采用序列二次规划方法。仿真结果表明运用该方法所设计出的控制律结果满足飞行品质要求,提高了传统的人工调节控制器参数的效率,同时该方法也可以用于其它被控对象的控制律设计。     

变结构可重构飞控系统研究

采用滑模变结构控制理论对飞行重构控制系统进行设计，构造出了滑模变结构重构控制系统。重构策略采用跟踪控制方法，在设计重构控制律时注重考虑执行机构的幅值饱和以及速率饱和。仿真结果表明：该方法具有很高的重构精度，能够快速而有效地实现重构控制。     

一种改进的四边界插值网格生成方法及其应用

通过改进一种四边界插值方法，并引入提出的网格正交控制及加权平均光顺措施，给出了一种非常有效地代数网格生成方法。应用该方法生成的网格贴体性，疏密性及均匀性都较好，且网格生成非常迅速，应用该方法对各种复杂气运外形进行了较高质量网格生成，表明了此方法的有效，实用性。     

A reduced-order-model-based multiple-in multiple-out gust alleviation control law design method in transonic flow

Gust alleviation is very important to a large flexible aircraft. A nonlinear low-order aerodynamic state space model is required to model the nonlinear aeroelastic responses due to gust. Based on the proper orthogonal decomposition method, a reduced order modeling of gust loads was proposed. And then the open-loop and closed-loop reduced order state space model for the transonic aeroelastic system was developed. The static output feed back control scheme was used to design a simple multiple-in multiple-out (MIMO) gust alleviation control law. The control law was demonstrated with the Goland+ wing model with four control surfaces. The simulation results of different discrete gusts show the capability and good performance of the designed MIMO controller in transonic gust alleviation.