共查询到20条相似文献,搜索用时 812 毫秒
1.
2.
开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究 总被引:2,自引:1,他引:1
针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。 相似文献
3.
本文介绍一架双发三角翼常规布局的超音速歼击机,改装应用副翼-差动平尾组合横滚操纵系统的经验和飞行实践.该系统的试飞成功地突破了我国歼击机一直沿用副翼为横向操纵的传统形式,首次应用了气动操纵面的综合利用和组合操纵的新概念。在原机主要结构不更改,仅增重6kg的情况下,使一架较J-7飞机重一倍的歼击机最大滚转速度达到J-7飞机水平.该系统设计中利用了组合操纵的特点,对差动平尾引起的棘手的偏航力矩问题也通过组合方式的巧妙安排,顺利地满足了动态品质的要求. 相似文献
4.
5.
提出了电传操纵系统的战术、功能及可靠性设计要求,给出纵向主操纵系统大迎角、推力矢量及备份电传操纵系统控制律设计原则。在横侧向控制律设计中,阐明了差动平尾调参规律、滚转-偏航运动的去耦方法、控制律参数的选配原则及动特性分析方法。最后给出了起飞着陆控制律的设计原则。 相似文献
6.
7.
开裂式方向舵对某无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
开裂式方向舵是无尾飞翼布局飞机一种重要的阻力式偏航装置。本文在不同马赫数和舵偏下,通过风洞实验,深入研究了开裂式方向舵的作动对某无尾飞翼布局飞机气动特性的影响。研究结果表明开裂式方向舵是一种合理的偏航式操纵装置,能够在升力、侧力和俯仰力矩变化较小的条件下提供较大的偏航力矩,但也与滚转力矩存在一定程度的耦合。本文的研究为开裂式方向舵的工程化应用提供了一定的基础。 相似文献
8.
提出了电传操纵系统的战术、功能及可靠性设计要求,给出纵向主操纵系统大迎角,推力矢量及备份电传操作系统控制设计原则,在横侧向控制律设计中,阐明了差动平尾调参规律,滚转-偏航运动的去耦方法,控制律参数的选配原则及动特性分析方法,最后给出了起飞着陆控制律的设计原则。 相似文献
9.
10.
11.
采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型,使用时域动态响应的方法,研究了F-16飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性,并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论:F-16飞机具有深失速特性,若进入深失速后,可用先拉杆后推杜操纵方法改出;F-16飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感;在改出尾旋过程中,方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止 相似文献
12.
以全翼式太阳能无人机(UAV)为研究对象,针对无副翼状态下横航向控制问题,提出了采用方向舵偏转和螺旋桨差动进行横航向控制的方法。首先,分析了两个螺旋桨条件下该类无人机横航向的稳定性与操纵性;然后,基于线性自抗扰控制(LADRC)理论,以方向舵偏和螺旋桨差动为控制输出,分别设计了滚转角控制器和偏航角控制器。最后,结合滚转角控制和偏航角控制的优缺点,在L1轨迹跟踪算法的基础上设计了方向舵和螺旋桨联用的直线轨迹跟踪器。仿真结果表明:所设计的控制器具有较好的控制性能、鲁棒性和抗风性。同时参数整定过程相对简单,并采用实际可测的物理量,为进一步工程应用提供参考。 相似文献
13.
4 使用问题及可靠性问题 4.1 “抢舵面”问题所谓“抢舵面”问题,是指平尾最大结构限制偏度按最大俯仰操纵偏度给定后,在大杆量俯仰操纵的同时压杆,如俯仰和差动操纵偏度绝对值相叠加的一侧平尾达到了结构限制度,发生助力器行程到头而顶死,引起俯仰操纵受限制拉(推)杆到不了头(即所谓舵面被差动操纵抢先占用了),或压杆到不了头(即所谓舵面被俯仰操纵抢先占用了)的现象。此时如想继续拉(推)杆到头则必须退回一些压杆量,反之如想继续压杆 相似文献
14.
基于数值风洞技术的民用飞机系留气动载荷计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于数值风洞技术,针对在低速风洞进行的民用运输飞机的地面系留载荷风洞试验进行了模拟研究。使用CFD软件建立了风洞试验段和飞机风洞模型的数值模型。根据风洞试验条件设置数值计算条件,计算了侧滑角在0毅~ -180毅范围内的飞机模型气动力。由于数值模型包括了洞壁、地板,计算结果和试验结果吻合良好。结果分析表明:当-120毅臆茁臆-90毅时,前起落架系留装置将承受较大的载荷,该载荷主要源于大偏航角时平尾部件产生的抬头力矩引起的纵向载荷,以及偏航力矩引起的横向载荷;Cl 比Cm 小两个数量级,对系留载荷的影响不占主导地位;将平尾、升降舵或方向舵预偏可降低系留载荷。为民用飞机低速风洞试验数值建模提供了参考。 相似文献
15.
三角翼无尾布局全动翼尖的操纵性能研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性影响轻微,超声速时最大设计舵偏量的偏航力矩系数约为0.02,但偏航力矩和滚转力矩具有耦合性;耦合滚转力矩在局部大迎角时易反向,而舵面失升是滚转反向的根本原因;AMT的偏航作用线性较好,作动效率较高,消除不利滚转后是变前掠翼布局一种极具潜力的航向操纵面。 相似文献
16.
17.
18.
19.
开裂角对阻力方向舵颤振特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
对于无垂尾飞翼式布局飞机,阻力方向舵是一种十分有效的偏航控制装置。偏航控制时,舵面大角度偏转,引起气流分离、涡等复杂流场运动,非定常气动力复杂。计算气动弹性学科提出流固耦合求解方法,以期用于阻力方向舵气动弹性问题的求解。本文采用基于CFD技术的流固耦合方法求解阻力方向舵二维气动弹性问题,计算结果表明,随着开裂角的增大,阻力方向舵的颤振速度增加。对阻力方向舵气动特性进行了计算分析,结果表明阻力方向舵开裂,舵面背风区形成死水区,舵面非定常气动力影响系数减小,阻力方向舵开裂角越大,其颤振速度越大。 相似文献
20.
本文从设计观点出发,分析现代歼击机采用方向舵交联的原因和目的;介绍方向舵交联的有关品质,指标、检查方法、设计准则及反馈参数和增益计算;并给出一些具体算例供设计参考。 相似文献