题目：飞翼布局飞机总体方案设计优化研究

无尾飞翼布局飞机由于其外形简洁，具有较高的气动效率、结构效率和雷达隐身优势。近年来提出的下一代战斗机、运输机及无人作战飞机方案中均有采用飞翼布局飞机的案例。因历史上飞翼布局飞机成功型号有限，新型飞翼布局飞机在设计过程中参考资料相对不足。于此同时，由于缺少垂尾而带来的横航向稳定性先天不足给飞翼布局飞机设计带来了更多困难。如何在参考资料不足的前提下实现设计方案的气动与稳定性兼顾，是新一代飞翼布局飞机设计过程中必须解决的问题。

本文围绕飞翼布局飞机概念设计阶段的气动、稳定性问题，搭建了一套面向新型飞翼布局飞机总体设计的气动-稳定性一体化设计框架。提出了一套飞翼布局飞机自稳定设计优化方法，使飞翼布局在无增稳系统介入前提下，在不影响其纵向升阻特性同时实现飞机横航向模态动稳定。

首先基于对经典涡格法的改进，构建了一套面向飞机概念设计阶段的快速气动参数计算软件平台，通过三组模型算例对比了自研涡格法软件与商业软件和风洞试验之间的数据结果，证明了自研涡格法软件的计算精度。

针对一定任务要求开展设计计算，完成了一型飞翼布局飞机总体初步方案设计。基于薄翼理论提出了对飞翼布局飞机进行弯度、厚度拆分设计的设计方法。以初始方案为基础，通过构建沿展向弯度分布的参数化模型，以设计点状态下最小诱导阻力为目标，以保证设计点状态下俯仰方向自配平为约束条件，开展了气动设计优化研究，最终得到了兼顾减阻与配平两方面目标的气动优化方案。

在理论分析可行性的基础上，提出了通过改变展向上反角分布以达到不影响纵向升阻特性同时调整飞翼布局飞机横航向气动导数，从而实现其横航向无增稳介入下横航向模态自然稳定的方法。以缩比验证机为对象开展计算与试飞验证，证明飞翼自稳定设计方法的可行性。进一步将该方法应用于重量更大、速度更快的无人作战飞机气动优化方案，证明其对全尺寸飞机的有效性。

设计算例表明，本文提出的飞翼布局飞机气动-稳定性一体化概念设计方法是有效的。通过对展向弯度分布与上反角分布进行分步优化，完全能够实现在调整飞机纵向升阻特性最优的基础上，保证飞机横航向具有令人满意的动态稳定性。