针对无人机族结构设计的相关问题,提出了一种机身为通用模块、不同展长的机翼为专用模块的飞翼无人机结构设计方案。采用结构有限元方法分别对飞翼布局无人机族进行结构强度和刚度分析,使用基于PCL语言的MSC.Patran二次开发技术,实现结构优化程序的自动运行。采用二级优化方法实现通用模块和专用模块的并行运算,给出一种模块化飞翼布局无人机族的结构优化设计方法。此方法很好地发挥了模块化策略的优势,并使无人机性能损失变小。

飞翼布局具有较好的气动和隐身性能,但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机,提出了多功能变体尾翼概念,可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式,以解决飞翼布局的横航向稳定性与控制问题,同时又兼顾全机的隐身特性。通过对多功能变体尾翼气动、隐身特性研究,以及风洞、微波暗室试验验证,表明该变体尾翼具有良好的气动-隐身综合性能。以马赫数0.9、迎角0°为例,尾翼打开45°后,偏航力矩系数对侧滑角导数值从-0.0001增大至0.0004,航向稳定性明显得到改善;马赫数0.9和2.0时,尾翼上反打开45°后,焦点分别后移1.0%和前移5.3%平均气动弦长;隐身特性方面,尾翼打开时隐身性能有所下降,尤其是对"垂直-垂直"极化影响较大,雷达散射面积峰值视角变宽,平均高出约5dB (X^Ku频段)。对于小展弦比变体飞...

为了改善大展弦比飞翼模型纵向操纵性和稳定性,在低速风洞中开展了等离子体流动控制技术的试验研究.采用粒子图像测速技术获取了等离子体对翼面流场的影响.采用静态测力技术获取了等离子体对模型气动力和升降舵舵效的影响.采用虚拟飞行试验技术获取了等离子体对俯仰角和俯仰角速度时间历程的影响.通过对粒子图像测速和测力试验结果的分析表明,等离子体能够抑制翼面流动分离,阻止气动中心前移,改善模型的大迎角纵向气动特性.通过分析不同舵偏角的测力数据,来流风速V=50 m/s时等离子体能够改善飞翼模型大迎角的升降舵舵效,在不同舵偏角时均使模型的最大升力系数提高约0.1、失速迎角推迟4°以上.通过分析虚拟飞行试验结果,等离子体能够将模型的临界俯仰角提高3.6°,能够改善飞翼模型的纵向飞行稳定性和操纵性.

如何平衡飞行器低速高升阻比和高速较小的激波阻力一直是飞行器设计师们研究的前沿之一。本文针对采用飞翼布局的飞行器,设计了一种可变外翼段的飞翼布局飞行器,该飞行器采用外侧变掠翼的机翼构型和滑轨式可收缩变后掠翼结合,通过计算发现该构型在大展弦比状态升阻比可以达到16,而在临界马赫数情况下变为后掠翼状态可以有效降低激波阻力,减小机翼上表面激波区域,实现低速和高速的性能均较优。