封面图片说明

<正>封面图片来自本期论文"隐身反设计下飞翼布局气动与隐身综合设计",是西北工业大学航空学院无人机特种技术研究团队研制的大展弦比飞翼布局设计过程及气动与隐身综合特性的示意图.飞翼布局具有显著的高气动效率和高隐身性能,能够提高突防能力并获取空中优势,逐渐成为各国武器装备发展的重点之一.如图中所示,传统的翼型前缘设计时,为了在前缘流动加速缓和,逆压梯度更小,保持在     

飞翼无人机保形非对称尾喷管设计与流场特性

基于飞翼布局无人机隐身与保形设计要求,设计了不同面积比的四边形和圆矩形2类非对称尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机内外流耦合流动进行了计算分析,获得了无人机全机纵向气动性能与尾喷管三维流场特性。结果表明:保形非对称尾喷管可用于改善飞翼无人机的纵向力矩特性,且圆矩形喷管升阻特性和力矩特性比四边形喷管更优;收敛型喷管(面积比Ar≤1.0)无法在设计点(发动机喷口)而是在尾喷管出口处形成喉道,并在喉道处形成强激波阻滞喷流排出;随着面积比增大,轴向推力系数先增大后减小,存在最佳面积比,而且相同面积比下圆矩形喷管比四边形喷管推力性能更佳;扩张型喷管内激波的强度随着面积比增大变得更强,圆矩形喷管结尾处的激波角比四边形喷管小,喷流阻滞作用更小;对于此类飞翼布局无人机采用面积比为1.2~1.4的圆矩形喷管,将获得较理想的气动性能。     

飞翼无人机保形进排气系统动力数值模拟与流场特性分析

利用计算流体力学(CFD)方法,分别针对保形进气道和膨胀尾喷管风洞试验模型进行数值模拟,验证了模拟进排气动力边界条件的可靠性。再基于飞翼布局无人机双发动机布局下隐身与保形设计要求,设计了矩形进气口S弯进气道和圆矩形喷口尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机进排气系统进行了计算分析,获得了无人机全机气动性能及进排气三维流场特性。研究表明:1进排气使得飞翼无人机升阻特性有所下降,但低马赫数(0.5,0.6)下能改善无人机俯仰力矩特性;2随着马赫数增加,进气道总压恢复系数减小且畸变指数增加,而尾喷管轴向推力系数则升高,且推力性能保持较好;高马赫数(0.7)下进气道特性下降较快,设计时应多考虑飞行包线右边界;3侧滑角对于进气道性能影响较大,而尾喷管推力性能受侧滑角影响较小,设计时应多考虑进气道侧滑影响。     

典型场景下飞翼布局无人机综合隐身能力分析

为了全面、客观分析飞翼布局无人机在实战中的隐身效果,对飞翼布局无人机的单双站RCS,以及侧向、径向和跨站飞行三种飞行模式,从静态、动态RCS特性和单双站的最大探测距离等方面进行综合隐身能力分析.分析结果表明,飞翼布局无人机侧向飞行时,双站雷达探测并不一定比单站雷达优;径向飞行时,双站雷达对飞翼布局无人机的探测能力较单站雷达更优,隐身材料能显著降低被探测概率;在跨站飞行模式下,单站雷达对其尾部探测效果较好,双站雷达对双站之间的区域探测性能较好,隐身材料对雷达探测率降低效果不明显.这为改进隐身结构设计、综合隐身和优化雷达预警探测系统布局提供可靠有力的技术支撑.     

飞翼类特殊布局无人机气动力设计研究

文章针对飞翼布局无人机的气动力设计特点,结合某特殊布局方案开展翼型/机翼气动力设计研究。根据文中提出的无尾飞翼布局无人机气动力设计原则,基于CFD方法完成了相应的气动力设计任务。风洞验证试验表明,气动力设计过程所采用的CFD方法是可靠的,文中所采取的设计思路合理有效。文中设计经验表明,合理的设计思路与可靠的CFD分析工具是成功实现气动力设计任务的有力保障。     

翼身融合布局中央机体翼型设计研究

针对翼身融合布局中央机体翼型设计,在满足总体装载约束条件下,研究对称翼型、后卸载翼型、前加载翼型和前加载-后卸载翼型的气动影响规律。150座级BWB布局研究结果表明,采用对称翼型时,外翼需采用较大的负几何扭转角以实现静稳定设计状态下的正零升力矩,但升阻性能损失较大;采用前加载翼型时,受布局平面形状限制,不易达到正零升力矩;采用后卸载翼型或前加载-后卸载翼型时,合理设计前加载或后卸载的区域及大小,可获得升阻及力矩特性较为理想的气动设计结果。翼身融合飞翼布局无人机应用研究表明,采用具有前加载特征的"鹰勾"隐身前缘设计,气动性能损失小。     

基于PID的小型飞翼无人机控制系统设计

为了实现对小型飞翼无人机的姿态及高度控制,首先对飞翼无人机进行气动布局设计,确定目标飞翼无人机构型后,通过XFLR5获得示例飞翼无人机的相关空气动力学参数,根据非线性六自由度数学模型构建状态空间方程.采用传统PID控制理论,使用从内环到外环的逐层设计方法,对飞翼无人机横纵向目标状态变量进行分通道控制,并对控制结果进行仿...     

基于探测范围的雷达网反隐身能力评估方法

通过分析雷达工作频率和隐身目标结构特性对雷达网反隐身能力的影响,提出了一种用有效探测范围来评估的雷达网反隐身能力的方法.该方法通过计算和绘制有效探测范围,量化了雷达网的反隐身能力,对帮助部队指挥员直观掌握雷达网反隐身能力具有指导意义.     

V形尾翼无人机喷流对气动力特性干扰的数值模拟

全球鹰外形的无人机,其V形尾翼位于发动机喷管两侧,发动机的高温、高速喷流对尾翼和飞机的气动干扰影响很大。文章通过数值模拟分析了V形尾翼与发动机喷流的相互干扰作用,给出了全球鹰外形无人机在不同高度、马赫数以及相应的发动机工作状态下的气动力特性,定量对比不带发动机喷流和带有喷流的计算结果,得出了发动机喷流对尾翼及全机的气动影响,可作为无人机V型尾翼和发动机气动布局设计的参考。     

飞翼无人机非线性控制设计方法

为实现飞翼无人机的机动飞行,以带有流体矢量方向舵的飞翼无人机为设计对象,采用非线性设计方法设计了控制器,并进行飞行验证.针对飞翼无人机的机动飞行控制存在各种耦合和扰动的特点,设计内环线性化解耦以消除已知不利的耦合项,外环反步跟踪方法进行航迹跟踪的控制律结构,证明了该控制结构的稳定性.同传统反步控制方法相比,该控制器增加了内环解耦结构,并在控制结构中保留气动阻尼项,使得线性化后的系统为弱非线性系统.该结构不仅可以降低外环控制器设计的保守性,而且便于工程实现.仿真和飞行试验表明,该控制方案是有效的.     

翼型厚度和弯度对前飞扑翼气动性能的影响

扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行方式的新型飞行器.翼型参数设计对提高扑翼飞行器性能至关重要,为研究扑翼翼型厚度和翼型弯度对前飞扑翼气动性能的影响,基于自然界中飞行生物的实验观测结果建立了前飞扑翼气动特性计算模型,针对不同厚度和弯度的NACA系列标准翼型,采用计算流体力学方法求解二维不可压缩非定常Navier-Stokes方程,基于有限体积法并结合动态网格技术,分析了低雷诺数条件下对应不同来流速度的刚性前飞扑翼气动力、能耗、气动效率以及周围流场结构随翼型厚度和弯度的变化规律.结果表明,不同来流速度条件下扑翼推力和能耗均随翼型厚度的增大而逐渐减小,随着翼型厚度的增大,扑翼推进效率最大降幅达15.9%;翼型厚度的增加,降低了前缘涡强度并延迟了前缘涡的脱落.翼型弯度可以改变翼型的有效气动攻角,翼型弯度的增加可以显著提高翼型升力和升举效率,并促使尾流中心线向右下方倾斜;正向弯度扑翼在下扑行程能产生更大的升力,而负向弯度扑翼则在上挥行程中产生了更大的推力.     

Comparison of two design methods of aerodynamic biobjectives for airfoil and wing shapes

It is well known that a modern fighter should have high aerodynamic performance, i.e. high CL/CD at subsonic speed and low drag at supersonic speed at the meantime. To realize low cruise drag at supersonic flight the wing plane should not be cambered, while to get high aerodynamic efficiency at subsonic/transonic flight, it should be cambered. A naturally way to solve this conflict is to make the fighter have an 揳daptive wing? i.e. to change the wing shape automatically to satisfy the requir…     

结构参数对仿生翅片翼气动性能影响

为提高翼型气动性能,提出一种仿生翅片翼型.以NACA0018为例,在翼型吸力面布置固定仿生翅片翼,分析翅片翼的相对位置、相对长度结构参数及两者综合效应对仿生翅片翼改变翼型气动特性的能力的影响,并从流场角度分析仿生翅片翼的作用机理.数值计算结果表明:以翅片翼的最佳控制效果作为衡量标准,靠近前缘处翅片翼对大分离流动效果显著,靠近尾缘的翅片翼对于中度的流动分离效果较好;相对长度与翅片翼气动性能呈非线性关系,且长度过短时无法对分离层产生有效分割,过长时影响分离层上方的流体.当翅片翼末端刚好接触分离层的边缘时,控制效果最佳;仿生翅片翼的气动性能是由翅片翼的相对位置、相对长度共同决定的,单变量的研究难以准确地解释其中的规律.     

高精度智能天线自动收放控制系统的设计

提出了一种无人机机载天线自动收放控制系统的设计与实现,解决了天线安装与飞机气动安全的匹配问题.通过无人机飞行搭载实验验证,该系统设计合理,性能稳定,精确度高,做到了在不影响对天线功率增益的同时,保证了飞机的气动性能与飞行安全.     

阻力方向舵在飞翼式高空长航时无人机中的应用

根据飞翼式高空长航时无人机的风洞实验结果,分析了全机尤其是阻力方向舵的气动和操稳特性,据此采用经典方法设计了阻力方向舵的控制律,提出用阻力方向舵进行航向控制和速度控制的方案,并指出由于存在操纵耦合,有必要进行阻力方向舵和升降舵交联控制。非线性飞行仿真结果表明,阻力方向舵具有满意的航向和速度操纵能力,采用交联控制后速度响应更平稳,并可减小33的高度偏差和56的俯仰角偏差。     

大展弦比复合材料机翼研究进展

长航时无人机普遍采用轻质、高比强度复合材料结构大展弦比机翼,该类机翼在飞行过程中表现出显著的几何非线性和气动非线性,进而导致机翼的气动弹性非线性.大展弦比复合材料机翼的设计分析方法与传统机翼有很大不同.为研究大展弦比复合材料机翼的进展,并预测其未来可能的发展方向,对现有大展弦比复合材料机翼设计、分析、试验方法进行分析总结.首先,对大展弦比复合材料机翼结构设计方法、结构分析方法进行了介绍;然后,介绍了两类用于大展弦比机翼的气动力分析方法:基于片条理论和二元非定常气动力相结合的气动力分析方法以及考虑展向流动效应的三维气动力分析方法,重点总结了复合材料大展弦比机翼静气动弹性、动气动弹性分析方法以及主动控制技术在大展弦比机翼中的应用,并分析了大展弦比复合材料机翼气动弹性剪裁最新进展;最后,综述了大展弦比复合材料机翼试验研究进展.基于文献分析可知,现有大展弦比复合材料机翼的结构模型多采用等效梁板模型,气动模型多采用片条理论与考虑动失速的二元非定常气动力相结合的模型.气动降阶模型与结构模型相耦合进行相关研究,以及大展弦比复合材料机翼的飞行试验,均是大展弦比复合材料机翼未来可能的研究发展方向.     

NACA0018翼型模型的仿生降噪

根据鸮翼后缘锯齿形和前缘非光滑形态对NACA 0018翼型模型进行仿生改形设计,设计了后缘锯齿状、前缘圆齿状以及后缘锯齿状加前缘圆齿状结构的3种仿生模型。应用大涡模拟方法和FW-H方程,对比分析了NACA 0018翼型模型和3种仿生模型在攻角α=6°,弦长雷诺数Re=1.6×105时的气动噪声。分析结果表明:3种仿生模型与NACA 0018翼型模型相比均具有降噪效果,后缘锯齿状加前缘圆齿状的仿生模型比单一后缘锯齿状及前缘圆齿状仿生模型具有更加显著的降噪效果。     

垂直起降固定翼飞翼布局无人机过渡飞行纵向稳定性研究

针对由两个主涵道风扇和一个前涵道风扇组成垂直升力部件的垂直起降固定翼飞翼布局无人机,估算出风扇推力和喷流/机翼的诱导气动力,考虑到过渡飞行过程的气动干扰明显和配平控制量变化较大的影响,并且为了防止无人机进入失效陡壁,提出一种预置飞行迎角加速到安全速度后,先关闭主涵道再关闭前涵道风扇的过渡飞行控制策略,分析了无人机平飞速度、涵道风扇入口来流、出口喷流对配平和过渡飞行纵向稳定性的影响,得到了涵道风扇的作用减小了过渡飞行的短周期稳定性、增加了长周期的阻尼的结论.     

扑翼柔性变形对悬停气动特性影响的数值研究

为研究扑动飞行器悬停时扑翼的变形给气动力及周围流场带来的影响,通过求解二维Navier-Stokes方程,分析了扑翼气动力及其周围流场结构随扑翼柔性变形的变化规律.结果显示,当扑翼在悬停扑动时,适当的柔性变形可以提高升力,增大升阻比,有效地改善气动特性.但是,过度的柔性变形会使扑翼的气动特性恶化,升力和升阻比随着过度的变形而减小.