易弯曲拖拉绳索空间形状和张力分布分析

本文给出了被飞机拖拉着飞行的易弯曲的绳索在三维空间的形状和张力分布的理论分析方法。分析中考虑了作用在绳索上的重力、空气动力以及上下两个飞行器对绳索形状和张力分布的影响。也考虑了飞机作加速运动时各个方向加速度的影响。本文提供的分析方法是解决“飞机-拖索-拖靶”动力学系统运动问题的基础工具之一。     

一种求解拖索释放完瞬时动态张力的方法

本文运用变质量动力学理论和能量原理对拖索释放过程中的动力特性进行了比较深入的研究。解决了拖索释放完瞬时动态张力的确定问题。首先,从考察拖靶系统在释放过程中可能出现的各种情况的一般性入手,建立系统的运动方程;其次,对拖索释放完瞬时受载特点进行了分析,导出了拖索释放完瞬时动态张力的计算方法;第三,对惯性力项进行了探讨,利用能量原理解决了惯性项的确定问题。最后,以某型载机-拖靶系统为实例进行了计算,其结果已用于拖靶设计中,取得令人满意的效果。     

TW—1拖靶外形布局分析和气动力特性估算

本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速ＴＷ－１拖靶的气动外形布局，并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法。用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力，其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好（误差≤５％），零升阻力系数误差约在１０％～２０％之间。但就整个拖靶系统阻力（包括拖靶及拖索阻力）而言，拖靶本身的阻力只占到１０％左右。因此本文提供的估算方法能满足     

TW－1拖靶外形布局分析和气动力特性估算

本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速ＴＷ－１拖靶的气动外形布局，并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法．用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力，其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好（误差≤５％），零升阻力系数误差约在１０％～２０％之间。但就整个拖靶系统阻力（包括拖靶及拖索阻力）而言，拖靶本身的阻力只占到１０％左右。因此本文提供的估算方法能满足拱形头部一类拖靶的工程设计要求。     

拖索释放完瞬时动态张力的近似解析解法及其优化

本文在文[4]的基础上,对如何降低拖索释放完瞬时动态张力进行了研究。具体做了以下几件事情;1)利用拖索放完瞬时前后系统能量不变,建立拖索动态张力的近似解析表达式;2)分析拖索有关参数对动态张力影响的敏感程度,以确定优选自变量;3)研究变截面拖索分别位于不同载体情况对降低动态张力的可能性;4)进行动态张力的优化设计和变截面拖索的最佳匹配。文中以某型拖靶系统为实例进行了优化设计,效果显著。本文所提出的方法对同类系统的设计有实用价值。     

飞机偏航-滚转耦合运动非定常空气动力实验

在3m低速风洞中设计制造了一套动态实验系统，不仅能模拟飞机单自由度机动飞行运动．还能实现模型绕体轴的偏航-滚转耦合运动。通过选择运动参数．可实现绕两个轴运动角速度之间的匹配，满足飞机典型机动飞行所需的绕速度轴的无侧滑偏航一滚转运动。试验测量了BJ-1飞机模型在不同迎角下单独滚转、单独偏航和偏航-滚转耦合运动时的非定常气动特性。结果表明，飞机机动飞行时多自由度运动的气动特性比单自由度运动气动特性复杂，耦合运动时的气动特性与两个单自由度运动的气动特性的叠加结果相比有很大差别。     

基于复合形法飞机纵向运动供油策略优化

飞机燃油系统是飞机的核心系统之一,对飞机安全可靠飞行至关重要.为解决飞机纵向飞行时,因多油箱供油量分配不合理产生飞机质心的偏移问题,本文通过分析飞机供油原理,建立飞机纵向运动供油质心模型,在此基础上,采用复合形法根据飞机俯仰角和各油箱油量实时确定飞机的最优供油策略.仿真结果表明,给定飞机要求质心变化后,通过本文方法确定...     

某型拖靶系统研制

拖靶系统不但用于新武器试验，而且还广泛用于部队训练，甚至还可以推广应用到其他民用领域（如航测和航拍等）。本文介绍了某型拖靶系统的组成及工作过程，列出了该型拖靶系统的主要性能指标，并对比了该型拖靶系统与国际上同类产品的主要性能指标。该拖靶系统为全尺寸模拟目标的拖靶，集微波、红外、激光、可见光诸目标特性于一身，可在超低空掠海飞行条件下测量弹丸脱靶量的矢量参数，超低空掠海飞行能力强，恒高精度高，收靶成功率高，价格便宜。     

TW-1拖靶缆绳张力与形状参数的计算

本文通过拖靶平衡受力分析,得到拖靶放出后,稳定飞行时平衡攻角的近似计算公式。并通过缆绳微元受力分析,求得缆绳张力与飞行速度、高度及缆绳长度关系的计算公式及给出缆绳形状参数的计算公式。运用本文提供的公式计算出的MK3靶的缆绳张力曲线与实际测量之张力曲线吻合较好。因此,运用本文提供的公式进行了TW-1拖靶缆绳的设计及计算,取得了可信的依据,完全满足工作设计要求。     

TC-2型液压三轴飞行模拟转台伺服系统

飞行模拟转台(亦称动态角运动模拟器)是飞机和导弹飞行控制系统地面飞行仿真试验的关键设备之一。本文叙述了TC-2型液压三轴飞行模拟转台修改设计的指导思想和性能要求,介绍了转台伺服系统以及系统调试结果。最后,还介绍了该设备在飞行器控制系统地面物理仿真过程中实际使用的情况。     

高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究

在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。     

直升机吊挂飞行耦合分析

从气动导数和运动模态两个层面分析了直升机吊挂飞行中的耦合。首先,建立了直升机/刚性吊索/刚体吊挂物的全耦合飞行动力学模型。然后,计算了配平特性和频响特性,并与飞行试验数据对比验证了模型。最后,通过算例分析了直升机与吊挂系统的耦合。分析表明:直升机上吊挂点处的运动和作用力是形成相互耦合的关键。相互耦合使得直升机姿态对其角运动产生静稳定作用,直升机自身阻尼对整个系统产生作用,同时还增强了吊索摆角对吊索摆动的静稳定性。气动导数的变化削弱了直升机滚转和荷兰滚模态的稳定性,改善了吊挂系统两个单摆模态的动稳定性。直升机和吊挂系统的横航向耦合强于纵向耦合。     

大机动无人机飞行轨道计算中两个问题的分析

本文讨论无人机作大机动飞行时,轨道计算中必须考虑的两个问题。 一个问题是按照大机动无人机的油箱结构,考虑燃料消耗和前后左右的波动所引起的无人机重心位置的变化。这个变化引起的作用在无人机上的力矩的变化对无人机进入和退出大机动时的飞行参数有明显的影响。另一个问题是da/dt的计算,文中推导了准确计算的公式,按此公式考虑无人机转动受下洗气流的影响,可以准确地计算出阻尼力矩的影响。 在轨道计算中计及这两个问题后,不仅可以计算出无人机在大机动飞行中高度和速度的波动,而且可以计算出滚转角的波动,这和实际飞行情况是比较接近的。     

“长空一号”无人机系列的研制与发展

本文分为三个部分:一、介绍“长空一号”无人机系列的设计特点和技术性能;二、论述研制过程中几个主要技术关键,诸如飞行轨迹设计、供油系统设计、爬高平飞后振荡问题、发动机中小转速下工作的试验和分析、高机动飞行的控制系统设计和供油系统设计等:三、评估该无人机系列的技术水平。     

俯仰-滚转耦合两自由度大振幅非定常实验技术

主要介绍了一套用于３ｍ低速风洞的俯仰－滚转两自由度大振幅非定常实验系统。该系统由三大部分组成：俯仰－滚转两自由度的模型动态支撑机构；俯仰－滚转两自由度电控液压系统；数据采集与处理软件系统。该系统可以在风洞中真实模拟飞行器姿态变化，并测量其相应的六分量非定常气动力变化。为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。另外，用三角翼在３ｍ风洞进行了多种运动状态的非定常气动力特性测量，结果真实地反映了大迎角与大滚转角时三角翼的非定常气动特性     

火箭助推发射飞机模型设计方法研究

火箭助推发射是无人机起飞的一种形式．模型飞机火箭助推发射试验是采用自由飞模型试验的形式，按运动相似条件进行的．模型飞机应符合几何相似、质量相似、运动相拟和动力相似等条件．本文以＂长空＂无人机的１．５模型为例，介绍了无人机模型设计参数的选择以及有关的设计计算和调试方法．以三种火箭助推发射形式进行的试验结果证明，飞机模型的设计方法是可靠的，对于进一步研究火箭助推发射无人机具有参考价值．     

飞机强度试飞活动部件残余变形分析

试飞中，飞机残余变形测量结果分析主要是判别所测残余变形是否为危及飞行安全、有碍操纵等的有害变形。而飞机活动部件残余变形实测结果常常超差的一个重要原因，是实际测量中，部件所处的状态与图纸要求的差异（存在偏度）。对此提出了偏度修正法和空间基准面修正法，并利用某型飞机全动平尾残余变形的实测数据，验证了这两种方法的有效性，并就方法的适用性进行了讨论。