尾旋预测技术

研究了旋转气流环境中快速鉴定飞机气动特性的兰利尾旋风洞中的旋转天平设备。设计者为获得机内旋转天平数据图表，预测稳定尾旋模型并同时获取数据，可在现场研究高抗尾旋形态，如果尾旋特性用于特技飞行或训练，就可演示所希望的尾旋特性。旋转天平数据也用于计算随时间变化的最初阶段、发展阶段和改出尾旋阶段。本文介绍和讨论这些尾旋分析技术：旋转天平数据评价，稳定尾旋平衡预测，大角度、六自由度随时间变化的计算。     

旋转天平试验和飞机尾旋预测

本文阐述了研究飞机失速／尾旋的重要性和研究尾旋的方法，介绍了哈尔滨空气动力研究所研制的旋转天平试验装置和校准模型的试验结果以及如何应用旋转天平试验数据预测飞机尾旋特性。     

CARDC旋转天平风洞试验系统

旋转天平风洞试验系统主要用于风洞中测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性，为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动系数。本文简要介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所的旋转天平风洞试验系统的总体方案、试验能力和性能。文中给出了校验模型试验的主要结果，对试验数据的精准度进行了简单的讨论。校验模型试验结果表明，本试验系统给出的旋转状态气动力系数的精准度达到了较高的水平     

大型民用飞机尾旋运动的系统辨识研究

为了研究某常规布局大型民用飞机的尾旋特性，首次利用一个满足动力相似的缩比模型在Ф5m尾旋风洞中进行研究试验，利用机载传感器所采集的模型运动参数来研判飞机模型的尾旋特性。目前，对于此类飞机模型尾旋运动中所承受的气动力矩研究还十分缺乏，以飞机模型尾旋试验结果为基础，采用飞机六自由度运动学方程来还原模型在尾旋运动中所承受的气动力矩系数，同时利用常规风洞测力试验结果来检验所还原的气动力矩系数的可靠性。进一步采用多元高次方程对模型尾旋运动进行了系统辨识研究，建立了能辨识飞机在尾旋运动条件下的气动力矩系数的数学模型，成功的辨识了重要的气动力系数的导数(Cmα,Cmδe,Cmq,Cnβ,Cnδr,Cnr,Clβ,Clδr,Clp)，与相关参考值比较显示其结果具有较高的可信度。     

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置研制

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置是为开展飞机尾旋特性研究而研制的重要基础设备,主要用于测定模型在绕风轴以不同速率作等速旋转状态下的气动特性,为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动参数。该装置采用双立柱弧形轨结构形式,采用网络一体化试验管理和控制模式,不但能够开展旋转天平试验,而且还具备动导数试验、大迎角试验、旋转/振荡耦合试验等功能。主要介绍旋转天平试验装置系统组成和设计,分析了引导性试验结果,最后给出了结论。     

某型高级教练机尾旋特性预测研究

首先,利用各种判据分析了某型高级教练机的失速偏离特性和尾旋敏感性,建立了尾旋运动的动力学模型;其次,分析比较了两种尾旋运动的分解方法,并在此基础上建立了气动力数学模型;最后,对某型高级教练机尾旋时间历程进行了数值仿真,结果表明,基于Kalviste运动分解并结合大迎角静态、旋转天平及强迫振荡试验数据,可以较准确地预测飞...     

飞机稳定尾旋的预测研究

在考虑各种影响因素的基础上，增加了交叉惯性积对稳定尾旋的影响，从而导出了分析稳定尾旋的有关公式。为了避免遗漏解的可能性，采用不需选择初值的求解方法，给出了稳定尾旋的判据。应用该方法对某型飞机的尾旋进行了预测计算，求出了一个陡尾旋解和一个平尾旋解，计算结果与该飞机尾旋试飞结果吻合较好，表明计算方法是正确的，计算结果可用于指导飞机的尾旋试飞。     

民用飞机尾旋特性预测与尾旋风洞试验验证

通过查阅资料,收集在不同试验技术条件下研究所获得的不同固定翼飞机的尾旋特性数据,进行分析和比较获得了一些有意义的经验性结论。选取了几架在布局上与飞机A最为相似的飞机进行了尾旋特性的初步预测,并进一步利用飞机在完全发展尾旋条件下的力矩平衡原理,结合作图法(交点法)预测了飞机A在完全发展稳定尾旋条件下的攻角(α)与无因次旋转角速度(λ)。最后利用一个动力相似缩比飞机模型在尾旋风洞中进行尾旋试验研究,所获得的试验结果也印证了上述预测方法的合理性。     

FD09风洞旋转天平试验系统研制

为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性。针对上述情况,研制FD09低速风洞旋转天平试验系统,介绍该旋转天平试验系统的设计特点、性能指标,并进行SDM标模和战斗机模型对比验证。结果表明:本试验系统工作稳定可靠,试验结果与参考曲线有较好的重复性,并且本试验系统试验曲线的光滑性要更好一些,同时本试验系统给出的试验数据精度较高,可以用于开展型号试验及相关空气动力学研究。     

大型飞机研制与模型自由飞试验技术

大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验，获得飞机小攻角条件下的气动特性，但对于飞机失速偏离尾旋研究，静态测力试验是不够的，无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验，是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题，包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。     

民用飞机尾旋研究不同试验方法的比较

飞机的失速尾旋问题是飞机设计者在研发阶段所需要关注的重点之一,截至目前,已有多种手段可以采用,譬如数值计算、风洞试验、模型自由飞试验等。针对飞机尾旋的研究通常在尾旋风洞中进行,采用的试验手段有两种:自由尾旋试验和旋转天平试验,这两种试验原理和方法不同,但都能从不同的角度反映出飞机的尾旋特性。详细阐述了两种试验方法的过程和原理,通过实例表明了两种试验的结果是相辅相成的。     

Intelligent modeling and identification of aircraft nonlinear flight

In this paper, a new approach has been proposed to identify and model the dynamics of a highly maneuverable fighter aircraft through artificial neural networks（ANNs）. In general, aircraft flight dynamics is considered as a nonlinear and coupled system whose modeling through ANNs, unlike classical approaches, does not require any aerodynamic or propulsion information and a few flight test data seem sufficient. In this study, for identification and modeling of the aircraft dynamics, two known structures of internal and external recurrent neural networks（RNNs） and a proposed structure called hybrid combined recurrent neural network have been used and compared.In order to improve the training process, an appropriate evolutionary method has been applied to simultaneously train and optimize the parameters of ANNs. In this research, it has been shown that six ANNs each with three inputs and one output, trained by flight test data, can model the dynamic behavior of the highly maneuverable aircraft with acceptable accuracy and without any priori knowledge about the system.     

飞机失速/尾旋特性的预测和试验研究

以一架三角翼战斗机为例,详细地介绍了利用风洞大迎角静、动态试验数据及旋转开平试验数据,开展收音机大迎角全局稳定性分析、六自由度计算及地面飞行模拟试验等预先研究。利用投放模型进行了自由飞快行旋试验以及最终完成的全尺寸飞机的失速／过失速／尾旋验证试飞,对预测结果与试验结果进行了相关分析,结果表明两者有较好的一致性。     

使用综合数据分析飞机的失速尾旋特性

在六自由度仿真计算时,综合使用旋转天平数据、振荡天平数据显得尤其重要。沿速度矢量的旋转角速度用于旋转天平试验数据。旋转角速度的其他分量用于振荡天平试验数据。在综合使用数据时提出了综合因子的概念。最后给出了单独使用振荡天平数据、综合使用振荡天平试验数据和旋转天平数据的六自由度仿真结果,以及相应的试飞结果。     

旋转天平试验预弯接头干扰研究

目前国内现有的旋转天平试验装置都是使用弧形弯轨的方式,为了获得较大的迎角范围,都采用了预弯接头的设计。小迎角下,预弯接头正好处于模型的尾流区内,预弯接头会对模型的气动力和气动力矩产生一定干扰。本文基于FD-09低速风洞旋转天平试验系统,采用将预弯接头安装到对称的负角度并翻转模型的方法来开展预弯接头干扰试验研究。试验研究表明：在小迎角下,当预弯接头处于模型尾流区内时,预弯接头对模型纵向和横航向气动特性都有干扰;但是其干扰主要是引起气动特性曲线的平移,对旋转导数几乎没有影响。本文提出的将预弯接头安装到对称的负角度并翻转模型的干扰修正方法非常简便,可以为旋转天平试验开展预弯接头干扰修正研究提供一种方便快捷的试验方法。     

Effects of yaw-roll coupling ratio on lateral-directional aerodynamic characteristics

Experimental investigation of large amplitude yaw-roll coupled oscillations was conducted in a low-speed wind tunnel using an aircraft configuration model. A special test rig was designed and constructed to provide different coupled motions from low to high angles of attack.A parameter ‘‘coupling ratio" was introduced to indicate the extent of yaw-roll coupling. At each pitch angle, seven coupling ratios were designed to study the yaw-roll coupling effects on the lateraldirectional aerodynamic characteristics systematically. At high angles of attack, the damping characteristics of yawing and rolling moments drastically varied with coupling ratios. In the coupled motions with the rotation taking place about the wind axis, the lateral-directional aerodynamic moments exhibited unsteady characteristics and were different from the ‘‘quasi-steady" results of the rotary balance tests. The calculated results of the traditional aerodynamic derivative method were also compared with the experimental data. At low and very high angles of attack, the aerodynamic derivative method was applicative. However, within a wide range of angles of attack, the calculated results of aerodynamic derivative method were inconsistent with the experimental data, due to the drastic changes of damping characteristics of lateral-directional aerodynamic moments with yaw-roll coupling ratios.     

过失速大机动飞机的飞行控制律设计

对新一代带推力矢量的战斗机在大迎角过失速机动下的飞行控制律进行设计,并进行了机动指令飞行仿真。引进推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机模型方程;采用奇异摄动理论,将控制回路分为两个快慢(内外)回路,对每个回路分别用动态逆方法进行飞行控制律设计;并采用结构奇异值μ综合和分析的方法对快(内)回路设计了鲁棒控制器;最后所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真,仿真结果表明设计的过失速机动控制律良好。