飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究

 提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。     

涡轮风扇发动机飞机性能换算方法研究

利用因次分析的方法，推导出了涡轮风扇发动机的换算系数，由此得出了涡轮风扇发动机飞机性能换算的基本准则及换算参数，即涡轮风扇发动机飞机的运动相似条件，并给出了部分换算公式。以此为基础，可以将实际条件上得到的涡轮风扇发动机飞机的性能参数换算例到标准条件。经某型收音机的试飞证明，该换算方法正确，结果可靠，完全能够为收音机定型及性能比较提供依据。     

航路爬升性能计算

本文以 B737—300为例介绍了根据飞机及发动机的极曲线、最大爬升推力和燃油流量等原始数据及给定的爬升规律(如表速250KT/280KT/M0.74)计算在标准大气和非标准大气中航路爬升性能的方法及程序,计算结果与该机型使用手册中给出的 ISA—10,ISA,…,ISA 20的爬升数值表非常吻合。本文所述的方法及程序是通用的,对大爬升角的情况亦适用。     

某型飞机水平加速性能试飞换算结果及误差分析

从最基本的质心运动方程出发，通过飞机运动基本假设，运用相似原理和微分修正量法，推导出飞机水平加速性能向定高度换算的公式。结合某型飞机的试飞给出换算结果实例，并与以前换算方法得到的结果进行比较，说明此换算方法原理正确，可以为飞机性能研究人员提供参考。     

航空发动机的高空模拟试验和我国SB101高空台

现代军民用飞机的性能很大程度上取决于发动机的质量。而高性能发动机的研制又离不开试验设备。40年代和50年代，利用试验结果，就可以相当准确地推算全台发动机的飞行特性。这对亚音速和飞行高度不高的涡喷发动机来说，实践证明是有效的。随着飞机飞行高度、速度不断提高，发动机在整个飞行包线范围内的进气温度、压力和空气流量等参数有很大变化，其高空性能与地面性能大不相同。因此发动机在整个飞行范围内的性能，再不能只用一般的地面试车台试验，然后通过相似换算的方法来取得。特别是在11千米以上，从地面换算的性能误差很大，高度越…     

高原危险气象下的机场端净空评定方法研究

高原地区多发的危险气象往往会直接影响到飞机运行安全,为保障高原军用机场的飞机正常起飞,需要对高原危险气象下的机场端净空评定方法进行研究。首先,确定了高原条件下的飞机性能计算参数。其次,针对典型机型的爬升性能进行了区段参数位移计算和危险气象条件下的飞机性能分析,并对不同高度的正常爬升航迹和遭遇不同程度危险气象的爬升航迹进行了模拟仿真。最后,得到了典型机型在不同高度下的性能变化规律,以及危险航空气象干扰对飞机下沉位移量的影响。研究结果表明,高原危险气象情况下飞机在爬升飞行时面临下沉威胁,应对现有机场端净空障碍物限制面作出部分修改。     

涡轮螺桨飞机性能试飞换算方法研究

涡轮螺桨发动机的无因次性能参数是三个变量的函数，在详细地讨论了涡轮螺桨发动机性能方程中的第三个变量之后，本文叙述了涡轮螺桨飞机的性能试飞换算方法，包括无因次图解法及微分修正量法，最后，简要地讨论了上述两种方法的特点及其适用性。     

航空发动机推力变化对飞机基本性能影响的敏感性分析

通过给定航空发动机非安装特性和飞机基本气动特性,建立了用于计算发动机安装推力和飞机基本飞行性能的数学模型,并进行了发动机推力变化对飞机基本飞行性能影响的敏感性分析。分析结果表明,发动机推力变化对飞机最小平飞马赫数影响的敏感度很小,对最大爬升率影响的敏感度较大,对飞机最大平飞马赫数和实用升限的影响由发动机的具体状态和推力变化趋势决定。     

航空涡扇发动机全包线平衡流形建模

根据航空发动机相似工作状态原理和非线性系统平衡流形建模原理,提出一种适用于全飞行包线发动机性能仿真的换算平衡流形模型.首先,根据发动机各状态量的换算参数,对航空发动机平衡流形的概念进一步推广,提出换算平衡流形概念.然后,选取高压转子换算转速和飞行马赫数定义二维调度变量,对全包线发动机参量换算平衡流形进行拟合;并在换算参...     

微下冲气流对飞机滑跃起飞的影响

建立了微下冲气流影响下的飞机运动的数学模型,用数值方法分析了微下冲气流对飞机滑跃起飞的影响。结果表明微下冲气流对飞机滑跃起飞性能有明显的影响,特别是微下冲气流中心的位置对飞机滑跃起飞的影响十分显著。如果飞机离开斜板时处于顺风微下冲气流场,那么飞机的爬升高度和爬升率将严重下降,对飞机的滑跃起飞性能产生不利影响。     

飞机最优巡航条件的确定

续航性能是飞机的主要战术技术指标之一。从飞机巡航段航程的基本公式出发，利用导数求极值的性质，推导出确定飞机巡航爬升和平流层内最佳巡航条件的方程，证明了最优巡航马赫数出现在飞机阻力增加区段，最优巡航高度存在于飞机阻力最小处。最后以某型飞机的巡航爬升条件和平流层平飞最优马赫数和高度的确定作为算例，说明用此方法确定飞机巡航条件，将使飞机获得最大航程。     

基于相似理论的航空发动机风扇转速换算方法的改进

基于相似理论提出一种通过变指数因子计算航空发动机风扇换算转速的改进方法.收集不同公司的某型航空发动机的巡航数据建立数据样本.采用支持向量回归机方法建立指数因子与大气温度的数学模型并利用遗传算法对模型参数进行寻优,进而得到由风扇指示转速和大气温度计算风扇换算转速的变指数因子模型.使用该模型对样本数据进行计算,并把结果与定指数因子方法求解的风扇换算转速进行对比,对改进算法与定指数法换算结果进行了误差分析.结果表明:改进后的变指数因子模型计算的航空发动机风扇换算转速具有更高的精度,同时具有良好的推广泛化性能,该方法是航空发动机风扇换算转速的一种有效算法,在航空发动机性能预测也具有实际的指导意义.      

民用飞机全航线排放预测

针对民用飞机全航线的排放预测问题,运用飞机升阻特性模型、发动机性能模型和飞机航线性能模型计算了民用飞机在全航线上的飞机升阻特性与发动机性能,并将以上模型与基于T₃-p₃法与波音流量法所建立的排放计算模型相耦合,详细计算了飞机在实际飞行过程中未燃碳氢化合物(UHC)、一氧化碳(CO)、氮氧化合物(NOx)的排放指数,并得到了全航线的各种污染排放物排放总量,完善了民用航空发动机排放预测分析体系,为低污染民用航空发动机的设计与评估提供理论依据.计算结果表明,飞机处在起飞以及爬升阶段时,NOx的排放指数较高,而UHC与CO的排放指数较低;当飞机处在下降以及进场时,NOx的排放指数较低,而UHC与CO的排放指数较高.NOx的总排放量在3种污染排放产物中最高.      

飞机挂载吊舱爬升性能快速估算方法研究

某型歼击机翼下挂载大型伴飞摄影吊舱后,其升阻特性发生变化,从而影响飞机爬升性能,这直接关系到飞机试飞安全。本文以此为例,采用工程估算方法计算飞机挂载吊舱后升、阻力系数变化量,然后将飞机无外挂"干净"构形的爬升性能试飞结果与得到的变化量进行叠加计算,得到飞机挂载吊舱后的爬升性能计算结果。计算结果表明,此种快速估算方法计算精度和效率较高,具有很好的工程实用性,对指导飞机改装和试飞有一定的参考价值。     

一种伸缩栅格结构变体翼梢小翼研究

翼梢小翼能够抑制翼尖涡的形成,减小诱导阻力,增加航程。目前翼梢小翼的设计目标是改善飞机巡航阶段的升阻特性,而无法在起降、爬升阶段提供最优的减阻效果。本文设计了一种伸缩栅格结构变展长翼梢小翼,通过在飞行过程中控制翼梢小翼高度的变化,改善飞机起降、爬升阶段和巡航阶段的气动性能。利用基于涡格法的AVL软件计算伸缩式翼梢小翼对飞机气动性能的影响,结果表明在起降、爬升阶段(0.3Ma,8°迎角),这种伸缩式翼梢小翼能使升力系数提高0.21%,诱导阻力系数降低0.57%,而翼根弯矩系数仅增加0.06%,因此这种伸缩式翼梢小翼具有改善飞机起降和爬升性能的潜力。     

确定决策速度和平衡场长的试飞研究

本文详细介绍了通过临界发动机停车继续起飞和中断起飞,确定运八飞机决策速度和平衡场长的试飞方法和数据换算方法,给出了试飞结果和一些典型曲线,并同安-12飞机进行了比较。本文还简要介绍了曲线转移法,利用这种方法可以减少继续起飞次数。     

基于飞行参数的双发飞机发动机疲劳损伤差异分析

为给飞机发动机单机寿命监控提供依据,对两个用户的同型飞机发动机进行疲劳寿命分析。应用雨流计数法统计分析两个用户飞行参数,获得发动机使用载荷谱。应用线性累积损伤理论计算出关键件的疲劳损伤,将其与标准循环疲劳损伤比较,得到发动机飞行换算率。将同侧发动机的飞行换算率、同一飞机左右发的飞行换算率以及两个用户之间的发动机飞行换算率进行比较。计算表明:同一用户同侧发动机飞行换算率之间和两个用户之间的飞行换算率差异较大,同一飞机左右发飞行换算率之间存在一定差异,部分飞机左右发相差较大;两个用户总体的发动机飞行换算率和各个用户内部的发动机飞行换算率均服从对数正态分布;发动机在实际使用中的高低压转子飞行换算率均服从对数正态分布。     

基于飞行性能分析的民用发动机选型研究

随着大飞机事业的发展,采用主制造商-供应商模式进行全球设备采购,已成为国产民用飞机发展的必由之路。发动机和动力系统作为飞机的关键设备,制造商除了从可靠性、经济性、维修性等宏观方面进行发动机选型的定性评估外,还应从发动机的可用推力及其在各种运行环境下的飞行性能进行科学的定量分析。本文首先研究建立了民用涡扇发动机的性能模型。在此基础上,结合飞行仿真模型,进行飞机起飞和爬升下降性能分析。进一步开展最大顺风(即27.87 km/h)条件下起飞、污染跑道起飞、高原机场起飞的性能分析。通过研究,为飞机主制造商开展发动机选型工作提供一种定量化的科学分析手段。     

基于A~*算法的无人机爬升轨迹设计

针对无人机爬升性能,运用A*算法设计了无人机爬升优化轨迹.改进了传统搜索算法,根据控制方式设计了节点生成法则;在生成节点时考虑了发动机性能以及飞行约束,减少了搜索范围,提高了搜索效率;并且分别介绍了时间最优以及燃耗最优两种方式的代价函数计算方法.仿真结果表明,运用该方法设计出最快爬升轨迹和燃耗最优爬升轨迹,其生成的飞行轨迹符合飞行约束条件,能够较全面地满足爬升性能,设计结果比较合理.     

基于QAR的飞机爬升阶段燃油流量回归模型研究

以B777-200飞机选装的PW4077D发动机为研究对象,对QAR数据进行深入分析,运用多元回归分析的方法,建立飞机爬升阶段发动机燃油流量回归模型,并通过实际数据对模型进行准确性验证,研究结果为发动机燃油控制规律的全面研究奠定一定的基础,可实现对发动机燃油流量的监控与预测,提高飞机的安全性和经济性.