飞机滚转机敏性指标tRC90的计算与分析

本文对飞机滚转机敏性指标t_(RC90)进行了机理性的探讨。提出了飞机滚转并实现90°滚转角的过程由快速操纵及精确跟踪两阶段组成。采用具有最大偏转速率限制的开环操纵过程及人—机闭环操纵过程对此两阶段分别计算后求得的t_(RC90)值,与模拟试验结果比较基本相符.据此,对影响t_(RC90)值的因素进行了分析.     

飞机大迎角滚转运动频率域建模与稳定性分析

本文运用频率域建模法,分别建立了飞机大迎角滚转运动的Ｆｏｕｒｉｅｒ变换模型及非线性代数模型,并从数学模型中提取动导数。基于非线性非定常数学模型与局部线化的动导数数学模型,计算了飞机滚转运动的稳定性,并运用李雅普诺夫稳定性分析理论,进行飞机滚转运动稳定性分析。结果表明,大振幅非定常滚转运动实验可以用于飞机绕体轴滚转运动的稳定性分析。从大振幅实验数据提取的动导数,基本反映了飞机的非定常气动力特性。通过     

国外飞机保障性发展动向及我国宜采取的对策

飞机保障性是可靠性与维修性（Ｒ＆Ｍ）以及新提出的抢修性、自保性等保障设计特性和保障分系统之保障能力的综合。未来战争要求大幅度提高飞机的Ｒ＆Ｍ,并赋予抢修性与自保性。以Ｆ－２２和ＪＳＦ战斗机为例说明了国外跨世纪的飞机保障性发展动态,简述了保障性设计新技术,并对我国提高飞机保障性提出了建议。     

飞机动态机动指标测量

表征飞机在空中格斗时动态机动性能的新参数，是完成任务所需时间和机动的空间方位的函数，虽然这些参数是针对指向即发射空战和滚转反应机动提出的，但是，这种方法适用于大部分空战机动。该参数可用于预测空战效果和一架飞机相对另一架飞机时间优势。     

飞机大振幅非定常滚转运动的非线性稳定性分析

本文根据某飞机大振幅非定常滚转力矩的风洞试验结果,采用两种方法,计算了飞机绕体轴作自由滚转运动时的滚转角时间历程,分析研究了飞机非线性滚转运动的稳定性,并对非定常空气动力对飞机稳定性的影响作了较深入的研究。本文通过两种滚转运动时间历程结果的比较,表明了给出的从大振幅实验提取常规动导数方法是可行的;而且也表明了通过测量飞机绕体轴滚转时大振幅非定常滚转运动时的滚转力矩值,可以研究飞机的摇滚（Ｗｉｎｇ     

飞机滚转机动时静弹性气动载荷计算

本文以定常水平盘旋为初始状态,用飞机五自由度运动方程,计算了飞机作滚转机动飞行时飞机的运动参数变化规律。然后用格林函数法计算了某歼击机在上述状态下计入滚转阻尼的静弹性气动载荷分布。最后给出了机翼升力、力矩值及机翼静变形分布,为飞机的强度检查提供了重要的原始数据。     

F—16飞机数字式飞控系统的改进试飞

本文旨在详述对Ｆ－１６飞机数字式飞控系统的几次更改情况。进行这些更改是为了提高Ｆ－１６飞机的抗偏离能力和改出特性。文中还介绍了目前生产的Ｆ－１６飞机４ ＤＦＬＣＳ。试飞计划的目的是确定ＤＦＬＣＳ的哪一次更改能够充分提高其性能，以保证它能够用于现役Ｆ－１６ＤＦＬＣＳ飞机。     

空气动力迟滞引起飞机横航向极限环振荡的一种近似解法

 本文给出近似解析公式,确定空气动力迟滞引起的飞机横航向极限环振荡特性。计算表明,它与文献[1、2]中提出的数值迭代法求得的结果相当一致,并消除了该文中求出的滚转迟滞引起的滚转速率极限环振荡振幅不是最大幅值的缺陷。     

空气动力迟滞引起飞机横航向极限环振荡的一种近似解法

本文给出一个确定空气动力迟滞引起飞机横、航向极限环振荡特性的近似解析公式。计算表明,它与参考文献[1]和[2]中提出的数值迭代法求得的结果相当一致,并消除了该文中求出的滚转迟滞引起的滚转速率极限环振荡振幅不是最大幅值的缺陷。     

FL-2风洞模型大振幅运动机构控制系统的设计

为了能在高速风洞中开展飞机大振幅动态特性研究，找出飞机在大迎角下机动飞行，流动状态的非定常性的特点，专门设计了一套动导实验装置，使高速风洞具备了大振幅及滚转动态试验能力，本文主要是对此试验装置的计算机控制系统的设计及调试情况作了介绍。     

飞机敏捷性尺度计算方法研究

利用非实时，非线性六自由度仿真软件，对战斗机瞬态敏捷性评估中有关尺度的计算方法进行了探讨。仿真所用的数学模型包含了典型的数字式飞行控制系统，伺服作动器，大迎角气动特性及发动机推力与减速板阻力的动态模型，最后对扭转敏捷性，俯仰敏捷性和轴向敏捷性的计算方法分别给出了简要的研究结论。     

战斗机敏捷性的一种估算方法

介绍了敏捷性矢量的定义和估算方法，计算了架战斗机的敏捷性矢量，讨论了影响敏捷性的因素，并对计算结果进行了分析和比较。     

脊状表面航行器模型减阻特性的水洞实验研究

通过水洞实验研究具有横流方向的脊状表面航行器的阻力特性。运用三分力天平,分别对光滑表面航行器模型和脊状表面航行器模型在零迎角、不同水速下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,脊状表面航行器模型具有很好的减阻效果,减阻量与脊状结构的特征尺寸、间距以及来流速度有密切关系。在实验工况内,最大减阻量达到11.7%。     

超疏水表面减阻水洞实验及减阻机理研究

针对超疏水表面功能材料在流动减阻方面的潜在应用,通过水洞实验研究了具有超疏水表面航行器模型的阻力特性,获得了其减阻特性曲线,并得到了超过20%的减阻效果。对超疏水表面进行了表面能特性和滑移特性分析,认为表面组分中的疏水基团和表面微观结构分别导致了超疏水表面的低表面能效应和壁面滑移效应,两者是超疏水表面具有减阻作用的直接原因。     

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。     

Starship新型舵面形式气动特性数值模拟

作为新型垂直起降的载人航天器,Starship采用了新型舵面控制方式,其通过前后两组可沿轴线方向偏转的翼面来实现对机体的控制。通过CFD数值模拟手段对该种舵面形式的气动特性进行了系统研究,得到了该种舵面偏转方式对飞行器升阻力和三轴力矩的影响,并分析了其内在机理。在小攻角下,Starship后翼为操纵面,其偏转对控制力系数的影响较为显著,偏转角度与控制力系数基本成线性关系;前翼偏转则对阻力系数的影响较为显著,偏转角度与阻力系数基本线性相关。后翼偏转角与俯仰力矩系数和滚转力矩系数的线性相关性较好,对偏航力矩系数也有耦合影响。前翼的偏转对偏航力矩系数的影响显著,同时与滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合较小。在大攻角下,尤其是在着陆阶段攻角大于90°的情况下,传统的襟副翼控制方式失效概率高,而新型舵面控制形式前翼和后翼偏转与三轴力矩系数的相关性仍非常强。其对于俯仰通道、滚转通道和偏航通道均能保持良好的操纵特性。     

一种近空间高超声速飞行器滚转稳定性研究

研究近空间高升阻比构型高超声速飞行器面临的复杂稳定性问题,对其机动飞行安全和操控具有重要意义。为此,通过静、动态风洞试验和数值模拟,开展了类HTV-2飞行器布局典型马赫数和迎角下,滚转方向静稳定性、单自由度和两自由度俯仰/滚转耦合运动动稳定性研究。结果表明：飞行器滚转方向为静稳定;自由振动的滚转单自由度运动为衰减振动曲线,动导数为负值,表现为动稳定;强迫俯仰/自由滚转两自由度耦合运动情况下,由于惯性力矩和非对称滚转力矩共同作用,导致滚转出现振幅周期性变化的极限环运动,甚至失稳发散。     

翼型结冰过程数值模拟验算与分析

应用FENSAP-ICE结冰计算软件,对NACA0012翼型进行了流动特性、水滴撞击特性以及冰型生成过程的计算;同时,对结冰前后的翼型进行气动力特性计算对比分析,其中包括升力特性对比、阻力特性对比、流场细节分析以及压力系数分布对比。计算结果表明：翼型前缘结冰后,导致翼型前缘气流提前分离,最大升力系数、失速攻角大幅减小,...     

基于阻力加速度倒数剖面的再入轨迹规划与制导方法

针对升力式飞行器再入制导问题,提出了一种基于阻力加速度倒数剖面的在线解析规划与制导方法。首先将过程和终端约束转换成阻力加速度倒数形式的飞行走廊,采用三次样条函数描述倒数剖面。然后通过解析计算航程上下界,利用待飞航程在倒数剖面内的近似线性关系,以满足待飞航程为目标,迭代计算得到阻力加速度倒数剖面;在飞行过程中根据当前状态和实际待飞航程,周期性更新阻力加速度倒数剖面。通过对阻力加速度剖面的跟踪进行纵向制导,解算倾侧角指令;通过倾侧角反向来进行侧向制导,限制航向角偏差。实现了再入轨迹的在线快速生成与更新,并利用阻力加速度动态特性,将其与跟踪制导结合,提出的方法效率高,适应性强,有工程应用的潜力。