大展弦比无尾飞翼布局飞行器上反角对横向动稳定性的影响摘要：这篇文章主要讨论大展弦比无尾飞翼布局飞行器上反角对横向动稳定性的影响。一架大展弦比无尾飞翼飞行器是研究对象，沿着展向的上反角被分成了三个部分。基于涡格的稳定导数法、横向模型的小扰动线形方程法在此被应用来确定模型的动力学特征。通过比较7056种不同的上反角布局形式，提出了两组优化的上反角布局形式。在没有电子增稳系统的情况下，运用优化的布局形式飞行器的飞行品质可以达到2级。1.简介无尾布局的飞行器有许多气动和结构效率上面的优势，因为他们一般外形简单，一直吸引着军机界和民机界的目光。民用飞行的飞翼包括了波音的X-48,Crandfield大学研制的低噪声运输机，莫斯科中央流体研究所在研的飞翼飞机和北航大学的250座级的飞翼概念机。在军用飞行器中，一些国家发展了使用无尾布局的无人战斗机，比如X-45，X-47B，nEURO等等。一个理想的飞翼布局是将机翼和机身融合为一个升力体，较之常规布局没有水平和垂直尾翼，它具有低抗偏刚度和低偏航阻尼，因为缺少垂尾。因此，无尾布局的飞机经常表现出较差的横向动稳定性。一直以来有两种方法解决这个问题。第一种方法是由诺-罗提出的，该方法起源于他们在19世纪40年代开始的对无尾飞行器的研究。对无尾飞行器飞行品质的研究导致了增稳系统的发展。以此为基础后来成功应用的飞翼布局，比如著名的B-2轰炸机。另外一种方法来源于德国的霍顿兄弟，在19世纪30年代他们在一架由滑翔机改装的飞机上进行对无尾布局飞机的研究。在他们著名的无尾布局飞机—H0.229上，在没有电子增稳系统下，通过使用一种合适的后掠角和根梢比的布局获得了良好的横向的飞行品质。在近来发展的无尾布局飞机，主要采用的是电子增稳系统。相比较下，这篇文章检验了一种通过优化上反角布局的方法来增加无尾飞机的横向稳定性。考虑到受众的地域和来自不同学科，飞机沿展向的每个部分的平面形状和翼型被设计成满足一定的气动要求和低可见性要求。假设后掠角、根梢比和展弦比都是给定的，只有通过改变上反角来满足飞行品质的要求。空气动力学指出，在侧滑时上反角的改变带来沿着展向的迎角的改变，导致沿展向的升力分布的改变和横向气动导数的改变。但是，升力分布的改变只有在飞机侧滑的时候才会产生。因此，调整上反角可以改变横向的气动导数，并且不会影响飞机的升阻比。Nickel和Wohlfahrt定性描述了简单的上反角对“滑滚”稳定性的影响，滑滚是横向稳定性的一个术语，但是横向动稳定性是由飞行器的许多因素造成的。这篇文章是对在无尾布局的飞机上使用复杂上反角布局，从而对横向动稳定性产生的影响进行研究。计算动导数的时候使用涡格法，计算横向稳定性特性的时候使用横向的小扰动线形方程。通过计算和分析7056种上反角布局形式，找出了两组优化的上反角布局形式。应用这些结果，飞行品质可以达到MIL-8785C规定的2级。2.研究目标的描述研究对象选择的是一个小型的概念性的无尾无人机。通过传统设计方法获得飞机原始参数。主要的参数如下：展场7米，长2.8米，机翼面积7.2m2,典型水平飞行的质量是104kg。图一是飞机的平面图。通过在CATIA里面对每个部分建模计算得惯性矩。表一给出了和横向稳定性有关的惯性矩参数。上反角的分布被分成了三个部分，如图一。为了研究不同的上反角布局对飞机的横向稳定性的影响，内侧γ1和外侧γ3的角度变化从−10°到10°。为了避免因翼尖过低造成起落架设计的困难，中间部分上反角γ2的变化范围从−5°到10°。每一部分的上反角变化均是每次一度。因此，内侧和外侧的上反角都用21种可能，中间的上反角有16展可能，总共有7056种不同的组合形式。为了研究在不同速度下的横向稳定性，选择了四个飞行的速度（20，30，40和50m/s），每个速度下平飞的迎角都计算出来。然后，横向运动的导数随迎角、速度的关系计算出来。这些动力学系数和稳定导数用涡格法计算得到。选择它是因为这种方法计算速度高，在该实验中的计算精度可信。在气动力计算的程序中,,平均曲面被分成了n个涡格。后缘之前的部分使用的是涡环模型，后缘处和自由尾涡处使用的是马蹄涡模型。自由尾涡顺...
