飞机地面转弯和刹车响应动力学分析

 建立了飞机地面运动的数学模型,模型中考虑机体的六自由度运动和起落架弹性;基于滑移率控制方式建立了机轮防滑刹车模型。通过仿真得出了飞机地面匀速转弯和滑跑刹车的动态响应。其结果表明,飞机匀速转弯时,其峰值出现在初始非稳态时刻;弹性起落架在着陆和刹车过程中产生走步现象;采用滑移率控制方式使飞机在整个刹车过程中取得最佳刹车性能。     

飞机在变化风场中三维运动的数值仿真

本文在引入和定义了必要的坐标系和Euler角以后,推导了计及任意变化风场的飞机一般运动方程.所得的两组运动方程均适宜于在大气紊流和风切变中飞机三维飞行运动的数值仿真。还讨论了风梯度的气动力效应。     

船身式水陆两栖飞机起降飞行仿真研究

水陆两栖飞机地面和水面起降特性需要满足适航规章的要求,有必要在飞机方案的优化设计过程中建立准确的计算分析方法来开展评估,以保证飞机方案的适航符合性、降低设计更改风险。基于滑行艇水面滑行水动力分析方法、地面起落架多体动力学建模方法及 Matlab / Simulink 仿真环境,分别建立某船身式水陆两栖飞机水面、地面起降的飞行仿真模型,数学模型中包含飞机本体飞行力学模型、水动力模型或起落架模型,通过对算例飞机水面和地面起飞过程开展飞行仿真,得到飞机各运动状态变量、起落架参数、水动力等的时间历程,并与飞行试验、水池试验数据进行对比分析。结果表明:所建立的船身式水陆两栖飞机地面、水面飞行仿真方法达到了型号设计的精度要求,仿真结果与试验试飞结果吻合得较好。     

运输类飞机弹射起飞动力学特性分析

根据运输类飞机弹射起飞特点,建立了运输类飞机、舰船和风场等数学模型,着重介绍了能够反映飞机和舰船间多体动力学关系的起落架模型、弹射器和舰船运动模型的建模方法;开展了运输类飞机弹射起飞动力学特性研究,重点分析了起飞重量、升降舵预置偏度、甲板运动、前起落架突伸等因素对弹射起飞的影响,以期为运输类舰载机的设计和飞行试验提供技术支持.     

风雨对飞机飞行安全性的影响

风雨严重影响飞机的飞行安全。基于动量定理建立了一种根据降雨条件、风场特性、飞机特征和飞行状态计算雨滴对飞机产生的撞击力和力矩的方法,研究了风雨对飞机气动特性的影响,进而建立了飞机在风雨中飞行的运动方程。通过引入驾驶员的操纵模型,对飞机在风雨中飞行的运动特性进行了数值仿真研究。仿真结果表明:降雨会使飞机的升力减小,阻力增大,平衡迎角增加,不利于飞机的飞行安全;当降雨过程中伴随有风时,风会改变飞机的飞行迎角,使得飞机更容易出现因失速而造成的飞行事故;降雨时飞机的抗风能力降低。     

一种用于飞机起飞性能计算的数值仿真模型

针对飞机起飞性能计算公式过于简单化的问题，提出了一种全量数值仿真模型。该模型包含了起落架系统特性和全机气动力特性，根据飞机总体设计参数可仿真给出其起飞性能指标。以某型飞机为例进行了计算，结果表明，该模型具有较高的使用价值。     

机体弹性对起落架载荷影响分析

基于ADAMS软件建立了不同起落架布局的含弹性机体的全机多体动力学模型,进行了全机着陆仿真分析,研究了不同起落架布局的飞机机体弹性对起落架地面载荷的影响:对大多数机翼起落架布局的飞机,机体弹性减缓了起落架载荷;而对于机身起落架布局的飞机,考虑机体弹性后,起落架载荷有可能增大,也有可能减小。不同的飞机构型、不同的缓冲器参数,机体弹性的影响规律可能会有不同,需要根据具体情况作具体分析,因此,在起落架地面载荷的设计过程中,考虑机体弹性的影响有重要意义。     

非直线滑跑飞机的摆振与滑跑稳定性

在非惯性坐标系中建立了起落架支柱的动力学模型。与飞机地面运行的六自由度模型结合，可以考察非直线滑跑飞机的起落架摆振现象及飞机地面滑行的方向稳定性。以Ｋ８飞机为例，考察了非直线滑跑模型与传统的直线滑跑模型的摆振特点及飞机的滑跑稳定性。算例结果合理，表明模型可供有关研究参考。     

四轮起落架飞机地面滑跑转弯分析

现代飞机对其地面滑跑性能的要求日益提高,同时要求能够在条件更加苛刻的环境下运行.以四点式起落架布局飞机为研究对象,基于阿克曼转向几何原理,推导该飞机地面滑跑时两个前轮之间的转角关系.在Adams/Aircraft中建立四点式起落架飞机虚拟样机,并进行其地面滑跑仿真分析.探讨四点式起落架飞机不同前轮作为主动操纵轮时,对转弯半径的影响.结果表明:在相同滑跑条件下,当前轮操纵转弯时,四点式起落架飞机比常规的前三点式起落架飞机拥有更小的转弯半径;当主轮差动刹车转弯时,四点式起落架飞机的转弯半径略大于三点式起落架飞机;四点式起落架飞机的两前轮同时为主动操纵轮时,飞机的转弯半径最小.     

有侧风时某验证机着陆品质分析

以刚体系动力学理论为基础,建立飞机、起落架六自由度全量非线性方程,根据有侧风时着陆过程中驾驶员的操纵特点,提出比较符合实际情况的操纵逻辑,以及用3个单轴操纵的驾驶员模型,通过采用分时采集、分时处理飞行状态信息和分时操纵的方式,将它们有机地综合成~个同时做三轴操纵时的驾驶员模型。最后,对所建立的人-机闭环系统模型编制了相应的仿真软件,并对某验证机进行了着陆品质分析,其结果与试飞情况比较吻合。     

飞机起落架仿真数学模型建立方法

阐述了以大系统理论部件建模为基础的轮式起落架仿真建模方法，通过分析机轮的运动特点，介绍了轮胎、减震支柱、前轮转向操纵系统和刹车系统的模型，研究了作用于起落架上的力、力矩及其传递过程，最后，通过计算和结果分析，证明该模型是正确的。     

跑道特性对飞机起飞性能影响的仿真研究

在考虑跑道不平度和摩擦力对飞机滑跑姿态以及气动力的影响下,建立了跑道、飞机本体和起落架的动力学模型,并对飞机在简易跑道上的起飞性能进行了仿真研究。通过对飞机起飞的运动轨迹和姿态的数值模拟,得到了飞机起飞性能参数,以及跑道不平度对起落架及机体的随机振动影响。仿真结果表明,所建立的动力学模型和相应的仿真方法能够满足飞机在不同跑道特性起飞性能研究的需要。     

基于AirTOp机场综合保障能力仿真与评估

基于计算机仿真建模的评估方法在容量评估中的运用日渐增多,但此类仿真大多为空域容量仿真,对于地面保障车辆与航空器联合建模则很少.介绍了地面保障车辆的评估方法,以航空器与地面保障车辆为仿真对象,在AirTOp中实现了武汉天河国际机场地面保障车辆与航空器的联合建模,经过大量的仿真试验,仿真结果较真实地再现了武汉天河机场的实际运行情况,得到了地面保障车辆的行为特性,对仿真所得的机场综合保障能力进行统计分析,找出存在的问题,优化模型,根据优化目标给出最终的优化方案.     

侧风条件下短舱进气道地面涡数值模拟

为了研究起飞状态下进气道地面涡的形成与发展规律,针对缩比的短舱进气道模型进行了3维数值仿真,分析了来流速度和短舱进气道距地面高度对地面涡的影响,得到了地面涡的特点以及对进气道流场品质的影响。研究结果表明:侧风来流速度越低,越容易形成地面涡,随着侧风来流速度的增高,地面涡会消失;短舱进气道距地面高度越低,越容易形成地面涡,地面涡的环量越大;地面涡的形成会增大进气道出口截面的流场畸变程度,短舱进气道距地面高度对畸变的影响很小,畸变主要受侧风来流速度的影响。最后给出了侧风条件下地面涡的分界线方程,可作为是否存在地面涡的判断依据。     

某型无人机滑跑起降纠偏控制改进分析

地面滑跑起降是轮式无人机飞行过程中的一个重要阶段,研究地面滑跑起降阶段的动力学特性对于无人机抗侧风特性摸底和纠偏控制律设计优化具有重要意义。基于轮胎侧向力模型、弹性轮胎和刚性机体假设,在 Matlab 平台建立地面滑跑阶段全量非线性模型和纠偏控制模型,综合分析发动机扭矩与侧风等工况下滑跑起飞和着陆过程中的响应特性,并对比分析两种不同纠偏控制模型下的纠偏性能和抗侧风特性。结果表明：该仿真模型能够反映无人机滑跑起降阶段的动力学特性,改进后的纠偏控制模型能够大幅缩短滑跑起飞距离,并且可以较好地实现纠偏控制。     

基于机载单天线雷达一维距离数据的地表三维信息优化重建方法

陆地的刚体表面在机载雷达的任意相对运动下具有几何不变性,基于此约束可利用雷达距离像中提取出的地面多个强散射点的一维距离数据,重建出地表的三维信息以及载机未知的运动轨迹.鉴于现有基于雷达远场假设的重建方法无法适用于具有较大近场误差的地面目标重建的问题,提出一种基于雷达近场几何模型的优化重建方法,采用非线性优化方法实现了对...     

飞机地面运行的动力学模型

建立的飞机地面运动数学模型是“可操纵的”,机体有6个自由度。该模型只要给定操纵信号,就能求出前轮和飞机的运动及其相互作用。飞机地面运动模型采用无滑动轮胎模型,不再引入任何人为的运动学假设,不要事先给定前轮转角,不依赖于需要复杂测定的侧向力函数,考虑了轮胎的滚动特性。对飞机的地面运动一直沿用瞬时转动中心等价于质心轨迹的曲率中心的假设。研究表明 ,飞机的瞬时转动中心与质心轨迹的曲率中心只在飞机稳定转弯时重合。     

侧风条件下进气道流场及地面吸入涡特征研究

采用数值模拟与试验方法对大涵道比发动机进气道缩比模型在地面侧风工况下的流场特性进行了研究分析，同时考虑了侧风与地面吸入涡对进气道流场的影响，以及侧风对吸入涡强度的影响，在此基础上解释并分析了侧风对进气道流场的双重影响作用。研究结果发现:根据吸入涡在侧风影响下的生成特性，以及吸入涡和侧风因素对进气道流场作用程度的不同，吸入涡从稳定状态到被侧风吹除的过程中存在三个阶段，吹除起始阶段、迅速吹除阶段和吹除完成阶段，并且发动机进气道吸入速度越大，对应这一过程的起始吹除速度和完全吹除速度越大，但相应的速度比基本不变；在吸入涡被完全吹除之前，侧风通过对吸入涡强度的影响对进气道流场产生双重作用，在吹除起始阶段和吹除完成阶段，侧风的影响对进气道流场起主导作用，与无地面工况类似，进气畸变随着侧风速度的增大而增大，在迅速吹除阶段，吸入涡的影响对进气道流场起主导作用，进气畸变随着侧风速度的增大而减小。      

舰载飞机纵向逃逸性能仿真研究

建立了舰载飞机的逃逸动力学分析模型，对飞机在不同着舰条件下的逃逸性能和起落架载荷进行了数值仿真。结果表明，着舰速度越大、发动机推力加速性越好，对飞机的逃逸越有利；舰艇运动会使飞机着舰点偏离理想着舰点并增大起落架载荷；舰尾流对逃逸性能的影响不大，但会使飞机着舰点偏离理想着舰点，不利于飞机的着舰安全。     

民用飞机进气道的侧风畸变研究

结合民用飞机动力装置/机体集成研究的具体需要,采用数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机进气道的侧风畸变特性进行研究,给出了进气道在侧风条件下工作的流场特征,分析了导致侧风畸变的流动机理.研究结果表明:进气道的侧风畸变主要受到典型的气流分离与再附以及地面吸入涡等复杂流动现象的影响;当进气道内部气流出现分离时,侧风畸变会随侧风速度的增加而突然加剧;进气道在近地面工作状态,产生的地面吸入涡现象可能会使短舱的侧风容限明显降低.此外,侧风状态的进气畸变特性随着发动机流量的变化,进气道内部气流的分离与再附存在差别,这导致了进气畸变指数呈现迟滞变化.