飞行力学

摘要： 《弹道学报》是由中国科协主管、中国兵工学会主办的国内外公开发行的学术期刊,创刊于1989年,主要刊载弹道学领域中内弹道学、中间弹道学、外弹道学、水中弹道学、终点弹道学、创伤弹道学、实验弹道学、发射动力学、空气动力学、飞行力学、导弹控制系统、弹道设计与弹道控制、弹道系统综合与分析、弹道测试技术,以及有关飞行物体运动规律等方面的创新性学术论文。

摘要： 《弹道学报》是由中国科协主管、中国兵工学会主办的国内外公开发行的学术期刊,创刊于1989年,主要刊载弹道学领域中内弹道学、中间弹道学、外弹道学、水中弹道学、终点弹道学、创伤弹道学、实验弹道学、发射动力学、空气动力学、飞行力学、导弹控制系统、弹道设计与弹道控制、弹道系统综合与分析、弹道测试技术,以及有关飞行物体运动规律等方面的创新性学术论文。

摘要： 在高速飞行器轨迹设计中,以驻点热流和总加热量为表征的传统热约束形式未能真实反映飞行器的动态热响应过程,存在约束表征不合理和过约束的缺陷。针对该问题,在传统飞行力学研究范畴的基础上,通过热环境近似拟合和热响应方程形式变换,建立包含热响应模型的高速飞行器增广动力学模型。对增广动力学模型进行热响应特性测试,结果表明在满足多约束条件下,采用跳跃飞行模式相较于平衡飞行模式可显著降低高速飞行器的内壁温度。最后使用自适应Radau伪谱法对多约束条件下的内壁温度优化问题进行研究。结果表明,相较于最佳升阻比攻角平衡飞行方案,优化设计得到的跳跃轨迹可将内壁温度降低78.4 K(降低13.97%),优化效果明显,实现预期目标。

摘要： 利用月球借力能够提升送入深空的有效载荷的质量。设计月球借力深空逃逸轨道主要有两种方法:正向法将借力轨道参数化后,利用全局优化算法进行优化,该方法思路直观,但优化参数多,导致计算耗时长,收敛稳定性差;反向法先确定日心段最优轨道,再拼接月球借力地心段轨道,该方法计算耗时少,但模型精度差,并且不容易收敛到全局最优解。为了快速求解月球借力深空逃逸轨道,本文在已有方法基础上提出混合优化方法。提出的混合优化方法充分利用反向法收敛速度快和正向法精度高的优点,先以反向法的多目标优化Pareto解集为参考轨道,再在参考轨道附近开展局部优化,利用正向法使用全局搜索算法,快速获得最优转移轨道。以探测近地小行星1989 ML和2003 SM84为例进行了数值仿真,仿真结果显示混合优化法解的收敛稳定性和计算效率相比正向法提升显著,改进后解的收敛稳定性提升至原来的3~4倍,计算时间缩短50%。仿真结果表明混合优化法对解的收敛稳定性和收敛效率提升效果显著。

摘要： 《弹道学报》创刊于1989年,是由中国科学技术协会主管、中国兵工学会主办的学术期刊。本刊名誉主编为李鸿志院士,主编为国际弹道学会首届理事会成员、中国弹道学会主任委员、长江学者特聘教授王中原研究员。《弹道学报》主要刊载弹道学领域中内弹道学、中间弹道学、外弹道学、水中弹道学、终点弹道学、创伤弹道学、实验弹道学、发射动力学、空气动力学、飞行力学、导弹控制系统、弹道设计与弹道控制、弹道系统综合与分析、弹道测试技术等方面的最新研究成果。上述学科领域涵盖了武器系统从发射到飞行控制,直至命中目标并实施毁伤的全部过程,因此《弹道学报》已成为国内武器研究领域极其重要的学术期刊,是相关研究人员必读的权威学术期刊之一,在国内及国外交流中都有较强的影响力。

摘要： 《弹道学报》创刊于1989年,是由中国科学技术协会主管、中国兵工学会主办的学术期刊。本刊名誉主编为李鸿志院士,主编为国际弹道学会首届理事会成员、中国弹道学会主任委员、长江学者特聘教授王中原研究员。《弹道学报》主要刊载弹道学领域中内弹道学、中间弹道学、外弹道学、水中弹道学、终点弹道学、创伤弹道学、实验弹道学、发射动力学、空气动力学、飞行力学、导弹控制系统、弹道设计与弹道控制、弹道系统综合与分析、弹道测试技术等方面的最新研究成果。

摘要： 多体组合式无人机是一种新概念飞行器,由多个小型无人机以翼尖铰接连接组成,该概念飞行器能够融合小型无人机与高空长航时无人机两类飞行平台的性能和任务优势,发展潜力巨大。基于Newton-Euler方程及升力线方法建立多体组合式无人机飞行力学模型,针对允许相对滚转运动自由度的双机组合式无人机系统进行配平及稳定性分析。结果表明,不同于传统构型飞行器,多体组合式无人机系统具有不稳定复合运动飞行模态,该复合模态由相对滚转运动主导,在无控状态下该构型飞行器无法稳定飞行。在完成动力学建模的基础上,基于PID控制方法,为每个单体飞行器单独设计增稳控制回路以达到增稳控制目的,仿真结果表明该控制思路有效,可以快速镇定发散的飞行力学系统。

摘要： 针对倾转四旋翼(QTR)飞行器过渡飞行中的变速、变体特点,提出了一种确定倾转四旋翼飞行器倾转过渡走廊的方法,该方法从飞行力学角度用机翼升力特性限制低速和高速边界,以单旋翼可用功率限制高速边界.所提方法确定了无周期变距的倾转四旋翼飞行器样机倾转过渡走廊,并分析了其在倾转过渡飞行中不同机体迎角下各气动部件的气动力以及前后旋翼需用功率随飞行速度的变化规律.结果表明:倾转四旋翼飞行器在小机体迎角下倾转优于在大机体迎角下倾转;各气动部件提供的垂向力占比会随着机体迎角的改变而变化;机翼升力特性高速边界和单旋翼功率限制边界共同组成了倾转四旋翼飞行器倾转过渡走廊的高速边界;单旋翼可用功率限制边界比总可用功率限制边界更严格.

摘要： 随着飞机、无人航空器和导弹技术的发展,近年来国内外对变形飞行器进行了许多研究,变形飞行器的概念和内涵也发生了很大的变化.由于飞行器在飞行中发生了许多变化,因而改变了飞行器上很多相关的特性,包括飞行器的惯性特性、空气动力学特性、飞行力学特性,等等.本文对变形飞行器飞行力学研究中的几个问题进行简要的探析.飞行力学领域中，着重研究机体的敏捷性，机体敏捷性包括航迹敏捷性和机头指向敏捷性。

摘要： 高空长航时太阳能无人机具有展弦比大、质量轻、结构弱等特点,飞行过程中静变形大,结构频率低,结构非线性特性明显;气动雷诺数低、且由于结构变形大,气动三维特性明显;飞行过程中结构静、动态变形大,质心位置不固定,而且结构与飞行力学特性及其相互之间耦合特性与传统飞机不同,所以适用于传统刚性飞机或基于弹性小变形修正的飞行动力学分析方法也不适用于这种飞机.本文耦合非线性几何本征梁模型、动失速气动力模型建立可以反映机身大变形的飞行动力学时域分析方法.由于大展弦比飞翼飞机对阵风扰动非常敏感,而且理论分析方法不能准确预测出这种问题,本文针对大柔性飞翼模型进行时域阵风动态响应分析,研究阵风对飞行特性的影响.

摘要： 考虑旋翼尾流对机翼、平尾和垂尾的气动干扰,建立了倾转旋翼机非线性飞行力学模型.以XV-15为例,通过对悬停时模型的简化,得到悬停的配平解,在此基础上,分别以前飞速度和短舱转角为延拓参数,数值延拓完成直升机模式、过渡模式和飞机模式在不同飞行速度下的配平.使用MATLAB编程计算,得到的配平结果与GTRS数据吻合.计算结果表明:应用延拓算法进行配平可以不受初值限制得到全短舱转角-速度包线内的平衡值.

摘要： 潜地导弹发射后的出水过程是个十分复杂的流固耦合作用过程.在这类武器研制过程中,必须研究导弹在出水过程中水动力学特性以及流固耦合特性.本文利用了SPH方法,首先对楔形体入水冲击问题进行了程序验证,而后对二维和三维潜地导弹出水过程进行了模拟，模拟中使用了运动方程进行松耦合计算,为了简化模型，模拟中未考虑燃气、空气以及相变问题。

摘要： 潜地导弹发射后的出水过程是个十分复杂的流固耦合作用过程.在这类武器研制过程中,必须研究导弹在出水过程中水动力学特性以及流固耦合特性.本文利用了SPH方法,首先对楔形体入水冲击问题进行了程序验证,而后对二维和三维潜地导弹出水过程进行了模拟，模拟中使用了运动方程进行松耦合计算,为了简化模型，模拟中未考虑燃气、空气以及相变问题。

摘要： 潜地导弹发射后的出水过程是个十分复杂的流固耦合作用过程.在这类武器研制过程中,必须研究导弹在出水过程中水动力学特性以及流固耦合特性.本文利用了SPH方法,首先对楔形体入水冲击问题进行了程序验证,而后对二维和三维潜地导弹出水过程进行了模拟，模拟中使用了运动方程进行松耦合计算,为了简化模型，模拟中未考虑燃气、空气以及相变问题。

摘要： 潜地导弹发射后的出水过程是个十分复杂的流固耦合作用过程.在这类武器研制过程中,必须研究导弹在出水过程中水动力学特性以及流固耦合特性.本文利用了SPH方法,首先对楔形体入水冲击问题进行了程序验证,而后对二维和三维潜地导弹出水过程进行了模拟，模拟中使用了运动方程进行松耦合计算,为了简化模型，模拟中未考虑燃气、空气以及相变问题。

摘要： 基于不可压二维定常翼型绕流,本文重构了飞行科学中机翼升力起源这一最基本问题的物理基础.在对相关经典理论做批判性回顾之后,本文尽可能全面地澄清一些关键问题,特别强调粘性在升力与环量产生中的关键作用和涡量的因果性来源.由此得到了关于升力起源的一个统一、简洁和完整的理论框架.

摘要： 基于不可压二维定常翼型绕流,本文重构了飞行科学中机翼升力起源这一最基本问题的物理基础.在对相关经典理论做批判性回顾之后,本文尽可能全面地澄清一些关键问题,特别强调粘性在升力与环量产生中的关键作用和涡量的因果性来源.由此得到了关于升力起源的一个统一、简洁和完整的理论框架.

摘要： 基于不可压二维定常翼型绕流,本文重构了飞行科学中机翼升力起源这一最基本问题的物理基础.在对相关经典理论做批判性回顾之后,本文尽可能全面地澄清一些关键问题,特别强调粘性在升力与环量产生中的关键作用和涡量的因果性来源.由此得到了关于升力起源的一个统一、简洁和完整的理论框架.

摘要： 一种制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构比如机翼的方法。机翼(1)包括内部区域(1)和能够在飞行构型与地面构型之间相对于内部区域旋转的外部区域(3)。该方法包括：通过确定欧拉旋转轴线(11)的位置和取向以及确定切割面(13)来设计可折叠空气空力学结构的步骤，其中，外部区域绕该欧拉旋转轴线旋转以到达地面构型，切割面垂直于欧拉轴线并分离内部区域和外部区域；以及反复地重复该过程直到获得满足至少一个设计准则的优选切割面(13)为止。

摘要： 本发明属于飞行器设计技术领域，具体是涉及高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，根据设计计算需求给定配平计算的精度，在配平计算时，每计算一步，都用计算值与给定精度进行比较，如果计算值满足精度要求，则结束配平计算，并将该步计算的迎角、升降舵偏角和油门开度作为配平结果；如果计算值不满足精度要求，则继续进行迭代计算，直到满足精度要求或者计算过程中判断出所给状态点处于飞行包线之外。本发明具有全局快速收敛特性，对初始值要求低，算法简单，易于掌握和程序实现。计算过程无需复杂的动力学和运动学方程的计算，减小了迭代计算量，提高了配平效率。配平计算中所有参数均以无量纲形式进行计算，提高了配平结果的精确度。

摘要： 本发明公开的基于仿生柔性机翼的小型无人飞行器飞行动力学优化方法，属于小型固定翼无人飞行器总体设计与飞行动力学领域。本发明通过模仿大型滑翔鸟类翅翼几何、结构特点设计仿生柔性机翼；基于仿生柔性机翼，对机翼模态分析得到扭转部分十分显著的前几阶模态；将得到的前几阶模态方程组与飞行动力学方程组联立，并加入弹性形变产生的气动力耦合项；得出仿生翼气动弹性效应对飞行动力学耦合作用影响，提炼关键性参数，在不改变机身结构布置和总体气动布局的情况下，通过调整机翼结构设计调整关键性参数的正负号和大小，进而调整机翼气动弹性与飞行动力学的耦合形式，达到减小短周期频率增加短周期阻尼比、减缓小型无人机阵风扰动的目的。

摘要： 本发明涉及一种用于制造空气动力学结构(34)的方法，所述空气动力学结构包括具有空气动力学面(F34)的第一面板(42)以及增强的第二面板(44)，其特征在于，所述制造方法包括：冲压所述第二面板(44)以获得至少一个凹凸形状部(46)的步骤，所述至少一道凹凸形状部凹入在第二面(44.2)上；以及通过将所述第一面板和第二面板(42，44)在所述凹凸形状部(46)之外彼此压靠来使所述第一面板和所述第二面板连结的步骤。本发明还涉及一种使用所述方法获得的空气动力学结构。

摘要： 一种制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构比如机翼的方法。机翼(1)包括内部区域(1)和能够在飞行构型与地面构型之间相对于内部区域旋转的外部区域(3)。该方法包括：通过确定欧拉旋转轴线(11)的位置和取向以及确定切割面(13)来设计可折叠空气空力学结构的步骤，其中，外部区域绕该欧拉旋转轴线旋转以到达地面构型，切割面垂直于欧拉轴线并分离内部区域和外部区域；以及反复地重复该过程直到获得满足至少一个设计准则的优选切割面(13)为止。

摘要： 本发明公开了一种用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统及方法，包括风洞装置、飞行器试验装置、控制装置和测试装置，飞行器试验装置安装在风洞装置内，控制装置和测试装置均与风洞装置和飞行器试验装置连接，飞行器试验装置包括旋翼试验台和安装在旋翼试验台上用于安装飞行器的飞行器适配安装座。本发明的测试系统不需要对被测旋翼无人飞行器的飞行原理进行太多的机理分析，而是通过准确、可控地模拟被测旋翼无人飞行器在真实应用场景的飞行工况，获得被测旋翼无人飞行器在各种模拟真实应用场景下的飞行参数，并利用获得的试验数据与操控参数建立旋翼类无人飞行器的飞行动力学模型。

摘要： 本发明提供了一种纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器及其飞行控制方法，飞行器包括机身、机架、左倾转旋翼动力组、右倾转旋翼动力组、尾倾转旋翼组和电子设备，左倾转旋翼动力组、右倾转旋翼动力组分别通过机架连接在机身两侧，尾倾转旋翼组通过机架连接在机身后端，电子设备设置在机身内部。本发明中飞行器的三组旋翼动力模块绕平行的俯仰轴倾转，避免了旋翼倾斜互相产生反作用力，使旋翼尽可能充分地为飞行器贡献升力，从根本上解决了动力抵消和动力冗余的问题，降低了能量损耗，延长了续航时间，并且实现了全俯仰角的纵向动力学解耦，增大了飞行器可控姿态角度范围，使飞行器具有更强的抗干扰性和可操控性。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的可移动的空气动力学表面，其包括：蒙皮；以及布置在内部且包括内侧加强件和/或外侧加强件的加强装置，其中，在内侧端处并且在第一蒙皮部分、第二蒙皮部分和内侧加强件之间形成有内侧腔，和/或在外侧端处并且在第一蒙皮部分、第二蒙皮部分和外侧强件之间形成有外侧腔，其中声学填充装置被布置在内侧腔和/或外侧腔内以减少噪声。通过具有混合形式的声学填充装置来实现既能有效降低噪声又能进行方便且经济高效的处理的空气动力学表面的目的，该混合形式包括具有光滑外表面的至少一个第一类型填充元件和具有多孔外表面的至少一个第二类型填充元件。本发明还涉及包括该空气动力学表面的机翼和飞行器。

摘要： 本实用新型公开了一种用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统，包括风洞装置、飞行器试验装置、控制装置和测试装置，飞行器试验装置安装在风洞装置内，控制装置和测试装置均与风洞装置和飞行器试验装置连接，飞行器试验装置包括旋翼试验台和安装在旋翼试验台上用于安装飞行器的飞行器适配安装座。本实用新型的测试系统不需要对被测旋翼无人飞行器的飞行原理进行太多的机理分析，而是通过准确、可控地模拟被测旋翼无人飞行器在真实应用场景的飞行工况，获得被测旋翼无人飞行器在各种模拟真实应用场景下的飞行参数，并利用获得的试验数据与操控参数建立旋翼类无人飞行器的飞行动力学模型。

摘要： 本发明涉及一种面向翼尖铰接组合式飞行平台的飞行动力学建模与分析方法，属于飞行器飞行力学建模与仿真分析技术领域。本发明将翼尖铰接组合式飞行平台中的子飞行器作为刚体处理，将运动自由度以相对于惯性坐标系的绝对坐标形式表达，引入多体动力学理论分析方法，结合拉格朗日乘子法建立约束方程表达铰接关系，利用牛顿‑欧拉方程建立飞行平台飞行力学方程。本发明提供了分析翼尖铰接组合式飞行平台飞行力学特性的方法及流程，可以进行飞行器配平及飞行力学稳定性分析。