CN113094807A - 一种变外形飞行器变形轨迹优化方法 - Google Patents

一种变外形飞行器变形轨迹优化方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113094807A
CN113094807A CN202110296690.XA CN202110296690A CN113094807A CN 113094807 A CN113094807 A CN 113094807A CN 202110296690 A CN202110296690 A CN 202110296690A CN 113094807 A CN113094807 A CN 113094807A
Authority
CN
China
Prior art keywords
variable
aircraft
deformation
profile
flight
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202110296690.XA
Other languages
English (en)
Inventor
龚春林
陈晓宇
李春娜
谷良贤
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202110296690.XA priority Critical patent/CN113094807A/zh
Publication of CN113094807A publication Critical patent/CN113094807A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/40—Varying angle of sweep
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

本发明提供了一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其具体步骤为：根据确定的典型任务剖面，选择典型飞行状态，再根据变外形飞行器的两个变形参数(后掠角和翼轴向位置)选择不同的变形构型，并分别采用无粘Euler求解器和N‑S求解器对低精度和高精度分析的构型进行CFD仿真，得到高、低精度气动数据。根据气动计算结果利用变复杂度模型进行建模并在模型上进行优化。最后使用最优气动性能结果进行弹道规划，并根据弹道规划的结果，选取弹道上的典型飞行状态点对应得到最优外形，求得飞行器在飞行过程中的变形规律。该方法可以大大降低计算成本，与常用的伪谱法相比减少了86％的计算时间，具有简单、易于实现等优点。

Description

一种变外形飞行器变形轨迹优化方法
技术领域
本发明涉及飞行器空气动力和弹道领域，具体涉及一种变外形飞行器变形轨迹优化方法。
背景技术
变外形飞行器可以灵活地改变自身的气动外形，所以能够适应复杂的战场情况和飞行任务，对于兼顾高速飞机的亚、跨声速飞行性能和起飞着陆性能非常有意义。对于可变形翼的飞行器，其后掠角、机翼位置等参数在飞行中可以控制，使得飞行器在不同的飞行阶段和各个速度包络内都具有良好的飞行性能，较固定翼飞行器有许多优点：射程远、突防和机动能力强、能始终保持较高的升阻比等。
为了获得变外形飞行器的变形规律，常用的方法是最优控制理论中的伪谱法，包括Guass伪谱法、Legendre伪谱法和Radau伪谱法等。国防科技大学的黄明晗等和南京理工大学的赵日等利用Radau伪谱法解决了变形翼飞机的轨迹优化问题。南京理工大学的王娜等人使用了全局伪谱法与hp型有限元法融合的hp自适应伪谱法，对变后掠翼导弹末端弹道优化问题进行了研究。
对于简单、约束较少的问题，伪谱法可以快速获得理想解，但是对于复杂的问题，伪谱法需要高维插值多项式来获得近似解。此外，在解决轨迹优化问题时，伪谱法高度依赖于约束条件。另外，由于变外形飞行器的气动外形复杂，使用伪谱法进行弹道优化时需要进行大量的气动性能仿真，耗时很长、计算成本很高。
发明内容
针对现有方法对于变外形飞行器变形规律研究上的不足，本发明提供了一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，该方法可以有效减少气动性能仿真耗时。本发明中所述的变外形飞行器为机翼后掠角和轴向位置可变的跨声速飞行器。
为实现上述目的，本发明采用以下技术手段：
一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，所述的变外形飞行器为机翼后掠角和轴向位置可变的跨声速飞行器，优化方法包括以下步骤：
(1)根据变外形飞行器确定典型任务剖面，进而选择典型飞行状态；
(2)在选择的典型飞行状态下，根据变外形飞行器的两个变形参数选择两种不同的变形构型；
(3)对两种不同的变形构型进行流体动力学仿真，得到两种不同精度的气动数据；
(4)然后在不同飞行状态下，利用变复杂度模型，基于两种不同精度的气动数据进行建立变复杂度模型；
(5)利用建立的变复杂度模型，对不同变形构型的升阻比进行优化，获得最大升阻比的构型及其对应的升力、阻力和力矩系数；
(6)利用不同飞行状态下最佳变形构型对应的气动力系数建立气动力数据插值表；
(7)采用建立的气动力数据插值表获得的气动力进行弹道规划；
(8)根据弹道规划的结果，选取弹道上的典型飞行状态点对应得到最优外形，求得飞行器在飞行过程中的变形规律。
作为本发明的进一步改进，所述典型飞行状态，包括飞行速度Ma和飞行攻角α。
作为本发明的进一步改进，所述两个变形参数为后掠角和翼轴向位置。
作为本发明的进一步改进，所述两种不同的变形构型分别采用无粘Euler求解器和N-S求解器进行流体动力学仿真。
作为本发明的进一步改进，所述变复杂度模型为：
yhigh(x)＝ρ(x)·ylow(x)+δ(x) (2)
其中，ρ(x)是高、低精度数据间的尺度/相关因子，为常数、线性函数或者二次函数；δ(x)是差异函数；ylow(x)和yhigh(x)分别表示根据高、低精度数据建立的Kriging代理模型。
作为本发明的进一步改进，所述对不同变形构型的升阻比进行优化模型为：
Figure BDA0002984607910000031
其中，J为优化的目标函数，在优化过程中为升阻比；χ为机翼的后掠角，χlimit为后掠角的极限；xa为机翼的轴向位置，xa,low和xa,up分别为轴向位置的前后极限；xp为飞行器的压心位置，xp,low和xp,up分别为压心的前后极限位置。
作为本发明的进一步改进，所述弹道规划方程为：
Figure BDA0002984607910000032
式中，m为飞行器质量；g为重力加速度；x，y分别为射程和射高；v为飞行器速度；θ为弹道倾角；阻力X＝qScd，升力Y＝qScl，S为参考面积，动压
Figure BDA0002984607910000033
cd，cl分别为阻力和升力的气动力系数。
本发明的有益技术效果：
与传统的轨迹规划相比，本发明通过建立变复杂度模型来构建完整的气动数据插值表，使用变精度建模需要进行较多的低耗时低精度CFD仿真和很少的高耗时高精度CFD仿真，并且仅对在实际飞行中可能的飞行状态和合理的气动外形进行计算，不考虑不合理的飞行状态和气动外形，大幅度减少了气动性能计算的负担，因此可以大大降低计算成本。若不使用本发明中的提及的变精度模型，直接采用最优控制方法(如伪谱法)进行计算，则需要全部进行高耗时高精度CFD仿真，约18000小时。本发明提出的方法所需气动性能仿真耗时为2520小时，与伪谱法相比减少了86％，可见，本发明为研究变外形飞行器沿弹道的变形规律提供了一种有效的方法，具有简单、易实现等特点。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本发明一种变外形飞行器变形轨迹优化方法作进一步详细的说明。
图1是变外形飞行器飞行剖面示意图。其中，标注1为巡航段，标注2为巡飞段，标注3为突防打击段。
图2是飞行器机翼后掠角为0°，轴向位置距头部2600mm的外形图。
图3是飞行器机翼后掠角为43°，轴向位置距头部2235mm的外形图。
图4是飞行器的表面网格。
图5是飞行器的对称面网格。
图6是0.5Ma时0°攻角下飞行器升力系数的变精度Kriging建模结果。
图7是0.5Ma时0°攻角下飞行器阻力系数的变精度Kriging建模结果。
图8是0.5Ma时0°攻角下飞行器升阻比的变精度Kriging建模结果。
图9是0.5Ma时0°攻角下飞行器压力中心的变精度Kriging建模结果。
图10飞行器加速爬升段的弹道。
图11是飞行器加速爬升段速度变化规律。
图12是飞行器加速爬升段高度变化规律。
图13是飞行器加速爬升段攻角变化规律。
图14是飞行器加速爬升段后掠角变化规律。
图15是飞行器加速爬升段机翼轴向位置变化规律。
具体实施方法
下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细阐述，但本发明不限于该实施例。为了使公众对本发明有彻底的了解，在以下本发明优选施例中详细说明具体的细节。
本发明的一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，包括以下步骤：
步骤(1)，根据确定的典型任务剖面，为变外形飞行器选择典型飞行状态，包括飞行速度Ma和飞行攻角α。
步骤(2)，在选择的典型飞行状态中，根据变外形飞行器的两个变形参数(后掠角和翼轴向位置)选择不同的变形构型，分别用于高、低精度气动分析。其中，高精度数据为有粘CFD仿真结果，耗时长，计算结果更准确；低精度数据为无粘CFD仿真结果，耗时短，但由于忽略了粘性阻力，计算结果有一定误差。
步骤(3)，分别采用欧拉方程(Euler方程)和纳维-斯托克斯方程(Navier-Stokes方程)对低精度和高精度分析的构型进行CFD仿真，得到低、高精度气动数据。其中，欧拉方程是对无粘性流体微团应用牛顿第二定律得到的运动微分方程，Navier-Stokes方程是粘性不可压缩流体动量守恒的运动方程。
步骤(4)，在不同飞行状态下，利用变复杂度Kriging模型，基于高、低精度气动数据建模。
其中，建立的变复杂度Kriging模型为：
yhigh(x)＝ρ(x)·ylow(x)+δ(x) (1)
其中，ρ(x)是高、低精度数据间的尺度/相关因子，可以是常数、线性函数或者二次函数；δ(x)是差异函数；ylow(x)和yhigh(x)分别表示根据高、低精度数据建立的Kriging代理模型。
步骤(5)，在不同飞行状态下，利用建立的变复杂度Kriging模型，对不同构型的升阻比进行优化，获得最大升阻比的构型及其对应的升力、阻力和力矩系数。
其中，建立的变外形飞行器气动性能优化问题为：
max J(χ,xa)
Figure BDA0002984607910000061
其中，J为优化的目标函数，在优化过程中为升阻比；χ为机翼的后掠角，χlimit为后掠角的极限；xa为机翼的轴向位置，xa,low和xa,up分别为轴向位置的前后极限；xp为飞行器的压心位置，xp,low和xp,up分别为压心的前后极限位置。
步骤(6)，利用不同飞行状态下最佳变形构型对应的气动力系数建立气动力数据插值表。
步骤(7)，进行弹道规划，规划过程中的气动力采用前述建立的气动力数据插值表获得。
在所述步骤(7)中，基于“瞬时平衡”假设，把变外形飞行器看成一个可操控的质点，只研究飞行器的质心在纵向平面内的运动，其运动方程为：
Figure BDA0002984607910000071
式中，m为飞行器质量；g为重力加速度；x，y分别为射程和射高；v为飞行器速度；θ为弹道倾角；阻力X＝qScd，升力Y＝qScl，S为参考面积，动压q＝ρv2/2，cd，cl分别为阻力和升力的气动力系数，是马赫数、攻角、后掠角和机翼位置的函数，从步骤(6)中的气动力数据插值表中得到。
步骤(8)，根据弹道规划的结果，选取弹道上的典型飞行状态点对应得到最优外形，求得飞行器在飞行过程中的变形规律。
该变外形飞行器的发射过程包括发射前准备、加速爬升、高空巡航、减速下降低空巡航、加速下降压制等阶段。不同飞行阶段的弹道具有非常明显的区别，飞行器在各个飞行阶段的飞行状态和控制方式也有所不同。
其中，两段巡航弹道可简化为直线，下面以加速爬升段弹道为例对本发明提出的变形规律研究方法进行说明。
实施例1
图1为该飞行器的任务剖面，根据该飞行器的任务设想，首先从地面以低速起飞，加速爬升到不低于14km的高空进行一段时间的巡航，然后减速并下降到不高于4km的高度，进行一段时间的巡航，最后迅速下降同时加速到不低于0.8Ma进行压制任务。该任务过程中的速度跨度为0.35Ma至0.95Ma，在飞行过程中，飞行器的机翼后掠角和轴向位置实时改变以达到最优的气动性能。图2和图3分别是飞行器最小和最大后掠角时的两种典型气动外形。根据飞行任务，可以得到选取的飞行状态点如表1所示。
表1选取计算的飞行状态
Figure BDA0002984607910000081
表2典型气动外形
Figure BDA0002984607910000082
共有25个气动外形，但是考虑到飞行器静稳定性的要求(5％～10％)，需要进行计算的外形为：①(0°,2600mm)、②(10°,2300mm)、③(10°,2400mm)、④(10°,2500mm)、⑤(20°，2300mm)、⑥(20°,2400mm)、⑦(20°,2500mm)、⑧(30°，2300mm)、⑨(30°,2400mm)、⑩(30°,2500mm)、
Figure BDA0002984607910000083
(40°,2200mm),共11个不同的气动外形(下文中以编号来指代飞行器的不同气动外形)。另外，不同飞行状态需对应计算的气动外形不同。
对于无粘计算来说，每个飞行状态对应需要计算的外形如下。
0.35Ma：①、⑥、
Figure BDA0002984607910000084
0.5Ma：①、②、③、④、⑤、⑥、⑦、⑧、⑨、
Figure BDA0002984607910000085
0.65Ma：①、②、③、④、⑤、⑥、⑦、⑧、⑨、
Figure BDA0002984607910000086
0.8Ma：②、③、④、⑤、⑥、⑦、⑧、⑨、⑩、
Figure BDA0002984607910000087
0.95Ma：①、⑥、
Figure BDA0002984607910000088
对于有粘计算来说，每个飞行状态对应需要计算的外形如下。
0.35Ma：①；
0.5Ma：①、④、⑥、⑧、
Figure BDA0002984607910000091
0.65Ma：①、④、⑥、⑧、
Figure BDA0002984607910000092
0.8Ma：④、⑥、⑧、
Figure BDA0002984607910000093
0.95Ma：
Figure BDA0002984607910000094
由于以上每个外形及对应速度都需要计算5个不同的攻角情况，故需要进行无粘CFD计算的点共有180个，需要进行粘性CFD计算的点共有90个。对选择的变形构型进行网格划分，图4和图5展示了飞行器的表面网格和对称面网格。然后对各个飞行状态对应的气动外形进行CFD计算仿真，得到有粘和无粘CFD计算结果。下面仅展示0.5Ma时的气动计算结果。
表5无粘CFD计算升力系数结果(0.5Ma)
Figure BDA0002984607910000095
表6无粘CFD计算阻力系数结果(0.5Ma)
Figure BDA0002984607910000096
Figure BDA0002984607910000101
表7无粘CFD计算压力中心结果(0.5Ma)
Figure BDA0002984607910000102
表8粘性CFD计算升力系数结果(0.5Ma)
Figure BDA0002984607910000103
Figure BDA0002984607910000111
表9粘性CFD计算阻力系数结果(0.5Ma)
Figure BDA0002984607910000112
表10粘性CFD计算压力中心结果(0.5Ma)
Figure BDA0002984607910000113
在不同飞行状态下，利用变精度Kriging模型，以无粘CFD数据为低精度数据，以有粘CFD数据为高精度数据，进行建模。
图6-10展示了0.5Ma时0°攻角的建模结果。
根据建立的变精度Kriging模型进行优化，选择最大化升阻比为优化目标，后掠角变化范围为[0°,40°]，翼面轴向位置变化范围为[2200mm,2600mm]，飞行器压力中心限制范围为[2700mm,2900mm]。得到的最优气动数据插值表如下所示。
表11最优外形的升力系数插值表
Figure BDA0002984607910000121
表12最优外形的阻力系数插值表
Figure BDA0002984607910000122
加速爬升段的飞行器初始质量为1000kg，飞行器从水平面面向高空爬升，高度从0km增加到15km，该过程中喷气式发动机转速一直保持高速，飞行器的速度从0.2Ma增加到0.95Ma,如图所示。在加速爬升段的前1000s，飞行器从最大攻角14°逐渐开始下降，此后以8°攻角进行爬升，如图所示。加速爬升段的航程最终达到275.157km，相应的质量下降到913kg。
加速爬升段对应的变形规律，如图14和图15所示。在速度低于0.35Ma时，机翼的后掠角始终为0°。从0.35Ma开始，机翼的后掠角开始变大，且从0.5Ma开始，后掠角增大的速率变大，最后在0.95Ma达到后掠角最大极限40°。而机翼的轴向位置在0.5Ma前保持在轴向最后方极限位置，机翼从0.5Ma开始向前移动，且移动速度较快，最后当达到0.95Ma时，机翼位于轴向最小极限位置。在整个加速爬升过程中，飞行器机翼变化沿弹道是单调的，没有出现反复情况，适用于结构设计和控制系统设计。
综上所述，本发明一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其具体步骤为：根据确定的典型任务剖面，选择典型飞行状态，再根据变外形飞行器的两个变形参数(后掠角和翼轴向位置)选择不同的变形构型，并分别采用无粘Euler求解器和N-S求解器对低精度和高精度分析的构型进行CFD仿真，得到高、低精度气动数据。根据气动计算结果利用变复杂度模型进行建模并在模型上进行优化。最后使用最优气动性能结果进行弹道规划，并根据弹道规划的结果，选取弹道上的典型飞行状态点对应得到最优外形，求得飞行器在飞行过程中的变形规律。该方法可以大大降低计算成本，与常用的伪谱法相比减少了86％的计算时间，具有简单、易于实现等优点。
以上，仅为本发明的较佳实施例，并非仅限于本发明的实施范围，凡依本发明专利范围的内容所做的等效变化和修饰，都应为本发明的技术范畴。

Claims (7)

1.一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其特征在于，所述的变外形飞行器为机翼后掠角和轴向位置可变的跨声速飞行器，优化方法包括以下步骤：
(1)根据变外形飞行器确定典型任务剖面，进而选择典型飞行状态；
(2)在选择的典型飞行状态下，根据变外形飞行器的两个变形参数选择两种不同的变形构型；
(3)对两种不同的变形构型进行流体动力学仿真，得到两种不同精度的气动数据；
(4)然后在不同飞行状态下，利用变复杂度模型，基于两种不同精度的气动数据进行建立变复杂度模型；
(5)利用建立的变复杂度模型，对不同变形构型的升阻比进行优化，获得最大升阻比的构型及其对应的升力、阻力和力矩系数；
(6)利用不同飞行状态下最佳变形构型对应的气动力系数建立气动力数据插值表；
(7)采用建立的气动力数据插值表获得的气动力进行弹道规划；
(8)根据弹道规划的结果，选取弹道上的典型飞行状态点对应得到最优外形，求得飞行器在飞行过程中的变形规律。
2.根据权利要求1所述一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其特征在于，所述典型飞行状态，包括飞行速度Ma和飞行攻角α。
3.根据权利要求1所述一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其特征在于，所述两个变形参数为后掠角和翼轴向位置。
4.根据权利要求1所述一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其特征在于，所述两种不同的变形构型分别采用无粘Euler求解器和N-S求解器进行流体动力学仿真。
5.根据权利要求1所述一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其特征在于，所述变复杂度模型为：
yhigh(x)＝ρ(x)·ylow(x)+δ(x) (1)
其中，ρ(x)是高、低精度数据间的尺度/相关因子，为常数、线性函数或者二次函数；δ(x)是差异函数；ylow(x)和yhigh(x)分别表示根据高、低精度数据建立的Kriging代理模型。
6.根据权利要求1所述一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其特征在于，所述对不同变形构型的升阻比进行优化模型为：
Figure FDA0002984607900000021
其中，J为优化的目标函数，在优化过程中为升阻比；χ为机翼的后掠角，χlimit为后掠角的极限；xa为机翼的轴向位置，xa,low和xa,up分别为轴向位置的前后极限；xp为飞行器的压心位置，xp,low和xp,up分别为压心的前后极限位置。
7.根据权利要求1所述一种变外形飞行器变形轨迹优化方法，其特征在于，所述弹道规划方程为：
Figure FDA0002984607900000022
式中，m为飞行器质量；g为重力加速度；x，y分别为射程和射高；v为飞行器速度；θ为弹道倾角；阻力X＝qScd，升力Y＝qScl，S为参考面积，动压
Figure FDA0002984607900000023
cd，cl分别为阻力和升力的气动力系数。
CN202110296690.XA 2021-03-19 2021-03-19 一种变外形飞行器变形轨迹优化方法 Pending CN113094807A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110296690.XA CN113094807A (zh) 2021-03-19 2021-03-19 一种变外形飞行器变形轨迹优化方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110296690.XA CN113094807A (zh) 2021-03-19 2021-03-19 一种变外形飞行器变形轨迹优化方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113094807A true CN113094807A (zh) 2021-07-09

Family

ID=76668506

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110296690.XA Pending CN113094807A (zh) 2021-03-19 2021-03-19 一种变外形飞行器变形轨迹优化方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113094807A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114326808A (zh) * 2021-12-29 2022-04-12 北京润科通用技术有限公司 一种飞行器飞行轨迹的优化方法及装置
CN115027663A (zh) * 2022-08-10 2022-09-09 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种通过射流实现的机翼融合控制方法
CN118410585A (zh) * 2024-06-27 2024-07-30 西北工业大学 一种基于模糊威胁判定的高速飞行器博弈变形方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111240204A (zh) * 2020-01-19 2020-06-05 西北工业大学 一种基于模型参考滑模变结构控制的巡飞弹控制方法

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111240204A (zh) * 2020-01-19 2020-06-05 西北工业大学 一种基于模型参考滑模变结构控制的巡飞弹控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
XIAOYU CHEN等: "A study of morphing aircraft on morphing rules along trajectory", 《CHINESE JOURNAL OF AERONAUTICS》 *
黄明晗等: "高超声速变后掠翼战术导弹概念设计与弹道优化", 《战术导弹技术》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114326808A (zh) * 2021-12-29 2022-04-12 北京润科通用技术有限公司 一种飞行器飞行轨迹的优化方法及装置
CN114326808B (zh) * 2021-12-29 2024-03-15 北京润科通用技术有限公司 一种飞行器飞行轨迹的优化方法及装置
CN115027663A (zh) * 2022-08-10 2022-09-09 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种通过射流实现的机翼融合控制方法
CN118410585A (zh) * 2024-06-27 2024-07-30 西北工业大学 一种基于模糊威胁判定的高速飞行器博弈变形方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113094807A (zh) 一种变外形飞行器变形轨迹优化方法
CN103970957B (zh) 一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法
CN106529093A (zh) 一种针对大展弦比机翼的气动/结构/静气弹耦合优化方法
CN113051662B (zh) 一种基于cfd和datcom的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法
CN110510149A (zh) 一种水平起降两级入轨重复使用空天飞机布局
CN109558650A (zh) 直升机旋翼结冰对旋翼性能影响的分析方法
CN109808913A (zh) 一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法
CN109711008A (zh) 一种飞机重心包线计算方法
CN108595755A (zh) 一种新的火星探测飞行器面向控制的快速建模方法
Hamada et al. Design, build and fly a flying wing
CN113942651A (zh) 一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置
CN111017248A (zh) 一种飞机机翼的静气动弹性修正方法
Stone The T-wing tail-sitter unmanned air vehicle: from design concept to research flight vehicle
Summa Potential flow about impulsively started rotors
CN110989397B (zh) 一种航空器失事搜寻仿真方法及系统
CN111859540B (zh) 一种大气扰动中飞机颠簸响应的计算方法
CN112035947B (zh) 一种带整体油箱的机翼剖面载荷计算方法
Wickenheiser et al. Evaluation of bio-inspired morphing concepts with regard to aircraft dynamics and performance
Penland et al. An aerodynamic analysis of several hypersonic research airplane concepts from M= 0.2 to 6.0
Wang et al. Static aeroelastic analysis of flexible aircraft with large deformations
CN112861250A (zh) 一种基于攻角和阻力加速度的滑翔弹道随能量变化降阶解
Zhao et al. Nolinear Static Aeroelastic Analysis and Optimization for High-Altitude Solar-Powered UAV With Large Aspect Ratio
CN215413429U (zh) 一种控制火箭橇试验被试品攻角的舵面装置
Naqvi et al. Design and development of a small scale fixed wing aerial vehicle for over the hill missions in urban warfare
Xuan et al. Research on Aerodynamic Characteristics of Non-Circular Cross-Section Missile Based on Fluent

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210709

RJ01 Rejection of invention patent application after publication