对一种大口径超远射程的制导炮弹开展动力学分析及仿真研究。设计了一种鸭式布局制导炮弹,进行了气动力计算,针对其射程远、飞行高度高的特点建立了六自由度刚体动力学模型,进行了静稳定性、操纵性、固有频率的计算,根据最大升阻比飞行对应的舵偏角变化规律设计滑翔弹道。仿真结果表明在无控飞行状态下制导炮弹射程达到280 km,采用最大升阻比滑翔飞行射程达到420 km。本文的研究成果可以为超远程制导炮弹的使用和研制提供参考。

分析了现代电子商务快速发展的背后物流行业面临的难题,提出可以采用货运无人机作为解决方案。以某单发货运无人机为载体,进行气动布局方案设计,分对几种同量级飞机常用气动布局作为货运飞机布局方案为主要研究对象。通过计算和仿真,从重量和气动效率两个方面对方案进行成本分析,最后得出一种低成本货运无人机气动布局方案。

超声速飞机气动布局对声爆强度具有重要影响,而低声爆气动布局是新一代超声速民用飞机的关键,因此低声爆气动布局得到了广泛研究。本文在系统调研声爆抑制技术的基础上,介绍了国外降低超声速飞机声爆的六种主要气动方法,包括优化飞机体积与升力分布,改变机翼掠角,利用机翼上反角,采用长细机身,采用抑波锥,机翼上方安装发动机;总结并分析了低声爆超声速飞机的四种主要气动布局形式,根据当前低声爆超声速飞机布局形式得出三角翼布局是下一代环保型超声速客机的主要气动布局形式;展望了低声爆超声速飞机气动布局技术的未来发展趋势。

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大;非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转

飞机外挂物气动优化设计包括气动外形及气动布局优化设计,外挂物气动优化设计的好坏对飞机的全机气动特性有着重要的影响。本文阐述了飞机外挂物对全机阻力系数的影响机理,再结合工程实践,利用该机理对飞机挂载组合探头进行了气动优化设计,达到了目的,有助于其他飞机挂载外挂物进行气动优化设计。

为了满足某高超声速涡轮发动机巡航工况(Ma=3.2)性能要求,在某8级轴流压气机方案基础上,针对压气机在该工况对应转速(相对换算转速0.748)下流通能力不足问题进行设计优化。通过创建多级压气机1维分析设计平台,采用试验设计方法分析并确定了对压气机低转速性能影响较大的关键参数,基于模拟退火寻优算法完成对多级压气机气动布局的重构;通过采用宽范围低损失多段圆弧中弧线设计、高流通转子叶型设计、低转速可调静子安装角优化及各级攻角匹配优化等措施,完成了8级压气机方案的改进设计。结果表明在巡航工况(Ma=3.2)下,8级压气机效率和喘振裕度分别提高了0.7%和17.4%,验证了多级压气机设计优化方法的有效性,可为高超声速涡轮发动机压缩部件设计和研究提供参考。

气动布局的多目标优化是飞行器设计中的关键技术。提出一种新的高超声速再入飞行器气动外形参数的多目标优化方法,证明外形优化对高超声速流下飞行器性能的影响。通过实例仿真对飞行器所受阻力和升力对制导性能影响进行详细验证分析,将飞行器落点圆概率偏差、末速大于500 m/s的占比、最大飞行过载小于60g的占比这3个性能指标作为优化目标,将升力特性作为中间参数,将气动布局优化问题分解为2个子问题,通过基于搜索算法的升力特性优化和基于改进的模拟退火算法的外形参数优化,减少优化计算时间、提升计算效率、实现对飞行器主体和襟翼的气动布局优化、获得高超声速流下的最佳飞行器外形。仿真结果表明在确定的约束条件下,优化算法增加了飞行器在超音速流下的气动升力,有效提高了升阻比。在不影响最大飞行过载的前提下,优化后的飞行

机载激光武器结合了激光攻击迅速准确和飞行平台灵活机动的特点,同时高空发射激光可以大幅度减小稠密大气影响,进一步提高激光攻击效率,作为一种新兴武器得到了广泛重视。国外已经开展大型机载激光武器的工程样机研制。针对国外大型机载激光武器开展研究,主要对激光发射装置气动布局形式进行分析,总结形成了大型机载激光武器气动布局设计的主要原则。同时开展了大型激光发射装置垂直和平行于自由来流的两大布局形式特性研究,提出了炮塔整流的一些建议。

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真分析。分析结果表明,基于传统PID理论的内外环分通道控制系统的设计,可实现良好的姿态及高度控制,满足控制需求。

基于涡轮/冲压组合动力的水平起降两级入轨飞行模式是重复使用飞行器降低发射成本、缩短发射周期的重要途径之一,气动布局设计需要在飞行器总体规模尺度约束下满足全速域全空域的气动特性、操稳特性及防热特性需求。为研究级间分离特性,讨论了任务使命、动力配置、飞行模式及总体规模限制下的两级入轨(TSTO)重复使用飞行器的气动布局设计,针对二级及一级面临的飞行任务需求和气动特性需求,分别提出了多种气动布局方案。对两种改进方案进行了初步的气动计算,并进行了上升段升重平衡下的飞行剖面重构。为提高级间分离的安全性并提高超声速/高超声速的升阻效率和航向稳定性,对双垂尾及可下折翼梢进行了适当修改,形成了TSTO系统新一轮研究方案,并在此基础上规划了后续研究工作。