共查询到20条相似文献,搜索用时 437 毫秒
1.
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
2.
一、抗失速/尾旋研究由来及发展飞行中飞机因某些内外因素,如驾驶失误、旋转初始角速度太大、操纵系统损坏,进入了前面飞着的飞机尾迹之中、遇到了强爆炸波的作用及大气扰动等,而进入了一种自动滚转、俯仰、偏航,同时又绕着垂直轴旋转下降的运动,这就是尾旋。影响尾旋的因素很多,尾旋的种类也很多。若无法防止和改出尾旋,则会造成机毁人亡, 相似文献
3.
对J-7飞机作了六自由度运动方程仿真计算,探讨了J-7飞机在平飞,盘旋和上升转弯三种飞行状态下,以三种操纵方式进入失速/过失速/尾旋的动态特点,并与现有资料作了比较,还研究了J-7飞机的失速尾旋敏感性。 相似文献
4.
本文以JJ-6飞机为例,研究了采用具有迎角/过载限制器的俯仰增稳系统对该机在大迎角下稳定性和操纵性的影响.并根据该机在大迎角下的偏离/失速运动机理,探讨系统中限制器边界值确定的原则。研究结果表明,该系统具有抗偏离/失速的能力,进而可以防止尾旋发生。但在大迎角下过大的横侧操纵,飞机仍能进入尾旋运动。 相似文献
5.
本文针对多发螺旋桨飞机的特点,推导出用于分析多发螺旋桨飞机动力失速动态特性的计算方程,并用此方程研究了此类飞机带动力的失速动态特性,计算结果与飞行结论相符。 文中提出的理论计算方法,较全面地考虑了螺旋桨飞机所特有的动力效应,因此较准确地反应了多发螺旋桨飞机的动力失速特性。所以,它除了能分析多发螺旋桨飞机的动力失速外,对于研究飞机动力失速的全数字实时仿真和研究失速/尾旋飞行模拟器也有一定的参考价值。 相似文献
6.
7.
为了解决某型教练机大迎角/失速/尾旋设计定型的技术难题,依据GJB3814《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》,开展了尾旋试飞技术研究,提出了符合军标验证要求的尾旋特性试飞方法,包括不同进入方法、不同改出方法、最佳改出方法以及改出过程中误操纵等。通过试飞发现:该飞机对偏离是敏感的,但对尾旋等过失速模态是阻抗的;该飞机存在"过失速旋转"、"落叶飘"、"振荡正飞陡尾旋"以及"倒飞尾旋"四种典型的过失速模态;"三中立"法可以较迅速改出发现的四种过失速模态,与失速改出方法具有同一性且不需要过多驾驶技巧,为试飞员推荐的最佳改出动作。 相似文献
8.
评定飞机的大迎角特性失速试验和尾旋试验,失速试验的目的是确定最大可用升力边界;而尾旋试验的目的是确定飞机超出正常迎角范围时的动力特性并为飞行员建立一套适用的尾旋改出方法。失速试验一般是按预先规定的速度减小速率或过载量级逐渐趋于失速,但处于安全考虑,在未达到气分离时便停止试验,之后,对飞机进行专门改装,经过指定数目的旋进行有意尾旋,从而确定尾旋改出技术,这种常规失速/尾旋试飞方法,无法准确地描述飞机 相似文献
9.
10.
11.
从飞机设计的角度分析了过失速机动飞行的操纵要求问题。将其分解为进入、滚转、退出3个基本方面考虑,并提出相应的估算方法。其中以类似Cobra的机动估算基本进入、退出要求,以无侧滑滚转机动作为更深入的要求。由此得出的算例飞机的要求趋势与数值仿真结果具有良好的一致性 相似文献
12.
尾旋是飞机在失速后发生的一种特殊的旋转运动,此飞行状况常常导致飞机的失控坠毁,所以民用飞机在飞行中不允许出现尾旋。但由于种种原因,民用飞机尾旋事故还是时有发生。收集了以往民用飞机发生尾旋事故的实例,详细呈现了飞机尾旋的大致过程,为避免尾旋事故的发生提供参考依据。 相似文献
13.
1992年11月24日,某航空公司B737/2523号飞机执行广州-桂林航班任务,飞机在从下降改平飞过程中,出现右发自动油门故障、不能随动,导致左、右发动机推力不平衡,飞机缓慢向右滚转时,机组没有及时发现和采取措施,当坡度达到46度时,才猛然发现,慌忙并错误地向右压坡度修正,从而加速了飞机向右滚转,滚转率由1-2度/秒变为12度/秒。到撞山前3秒钟时,飞机向右滚转168度,在几乎倒扣的姿态下,又有一猛烈的拉杆动作,加速了飞机的俯冲,最后导致飞机撞山失事,机上133名乘客和8名机组人员全部遇难,飞机粉碎性裂解,这就是“桂林空难”,新中国成立后最大的一起空难。 相似文献
14.
15.
在系统地进行TИΓ—21型飞机失速/尾旋理论培训和试验飞行的基础上,结合实际飞行中的机载测试记录和体会,详细介绍了失速/尾族试飞的准备、试飞驾驶技术和失速尾旋特性。给出了MИΓ-21型飞机典型的正常尾旋和倒飞尾旋的试飞结果曲线。最后针对MИΓ-21型飞机的特点,给出了失速/尾旋试飞中特别的限制说明。供同类型飞机失速/尾旋试飞时参考。 相似文献
16.
飞机在飞行过程中迎角超过临界值后,机翼上表面原本附着的气流开始发生大面积分离,此时升力系数随着迎角的增大反而下降,这种现象称作失速。当飞机失速时,操控会受到很大的影响,是一种危险的飞行状态。某民用支线飞机在试飞中发现失速特性主要受滚转失速的影响,在达到最大升力系数之前就出现了不可接受的失速特性,失速进入过程中,副翼操纵效率降低较快,快接近失速时飞机出现急剧的滚转。涡流发生器在民机中有广泛的应用,可以改善机翼的流动分离从而提高失速特性,并且有改动小、可行性高等优点。拟通过在机翼上表面安装涡流发生器的方法来改善某民用支线飞机的失速特性。利用数值计算等方法设计出涡流发生器的位置、高度、偏角以及数量等参数。通过低速高雷诺数风洞试验来验证涡流发生器的实际效果,最后得出几种效果可观的涡流发生器方案。 相似文献
17.
70°迎角定常飞行数值仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
建立了带俯仰-偏航-滚转推力矢量高性能战斗机的非线性数学模型,利用该模型和F-16飞机的气动数据,针对典型的大迎角定常飞行过失速机动的特点,结合逆方法和试凑法获得了各个操纵面的操纵规律,对其进行了数值仿真。结果表明,带俯仰-偏航-滚转推力矢量控制下,该飞机在过载为1,70°迎角定常飞行时具有较好的操纵性和稳定性。 相似文献
18.
影响飞机尾旋特性的因素是多方面的,诸如气动特性、惯量特性等对尾旋特性都有很大的影响。本文主要通过模型自由飞试验的一些结果分析了重心位置的变化及操纵面的偏转对尾旋特性的影响。通过对试验结果的综合分析得到的结论是:重心位置的弦向(纵向)变化对飞机尾旋特性的影响是不够显著的,而重心的横向变化对尾旋特性的影响则是十分显著的。方向舵、升降舵等操纵面对尾旋特性的影响也是十分明显的。特别值得指出的是升降舵在尾旋中的影响是与操纵时机有关的,在改出尾旋时若不掌握推杆的时机则可能导致相反的结果。 相似文献
19.
曹春泉余慧玲 《民用飞机设计与研究》2014,(2):34-36
采用机械操纵系统的飞机相对电传控制飞机不具备飞行包线保护功能,驾驶员可能在误操作情况下使飞机进入失速状态,特别是新机研制试飞和失速飞行试验。失速自动改出装置通过控制反驱作动器带动操纵系统,抑制驾驶员将飞机操作进入失速,并在飞机进入失速后帮助驾驶员改出失速。模糊控制理论具备常规控制理论所不具备的很多优势,可以使控制律更简单、直观和有效,用于失速改出控制将使系统更加简单易行。 相似文献