参变气动弹性建模是可变后掠翼气动弹性研究中的难点之一.当地建模技术是一种构造线性参变(LPV)模型的实用方法,但一直缺乏有效途径来解决当地气动弹性模型的不一致问题.气动弹性模型的不一致性体现在当地结构动力学模型和非定常气动力模型随参数变化的不连续性.本文提出了一种自下而上的方法,对变后掠翼不一致的当地气动弹性模型进行了一致性处理.首先,采用匈牙利算法跟踪结构模态并按模态分支进行排序,使得匹配后的模态能够保证结构动力学模型的一致性;其次,对有理函数拟合表达式中的系数矩阵进行缩放处理,解决了空气动力系数矩阵的不一致问题.采取上述两项措施后,最终生成了一致的当地状态空间气动弹性模型.这样,对一致的状态空间模型进行插值,就可快速生成任意后掠角下的气动弹性模型,使得系统的稳定性分析和慢参变响应计...

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点;随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系;最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%~22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究...

在飞行器的设计开发过程中,机翼后掠角的改变可以使飞行器在各个飞行阶段均保持较优的性能。本文提出一种局部旋转式变后掠机翼,并设计了相应的驱动机构。将此变后掠方案结合两种不同翼型分别构建三维模型后,基于FLUENT及SA湍流模型,对两模型分别进行了外部绕流流场的数值模拟,分析机翼在不同攻角及飞行马赫数下的气动特性差异。分析结果表明,通过改变机翼的后掠角改变可以显著改变机翼升力系数、阻力系数及升阻比,提高飞行器对不同飞行环境的适应能力。

变后掠翼飞机的机翼后掠角具有可变性,能够适应飞机在不同飞行速度下较好的气动效率,这是其区别于固定翼飞机的最大优点,但变后掠翼飞机同时也具有稳定性差和执行机构系统庞大复杂的缺点。文章通过综述变后掠翼飞机的发展历程和研究现状,分析了变后掠技术的优缺点,同时列举了几种关键的执行机构,最后对变后掠技术的发展做出了展望。