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大迎角非线性飞行动力学(一) 总被引:1,自引:0,他引:1
本文较为系统地介绍了大迎角非线性飞行动力学研究的基础知识——非线性系统特性,大迎角时空气动力特性,大迎角飞行时特殊现象,非线性系统的近似研究方法及其在非线性飞行动力学中的应用. 相似文献
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在分析飞机大攻角动态特性时必须考虑非线性空气动力影响,因为大攻角下的空气动力现象比较复杂,难以定量预测。近年来由于对飞行品质要求的提高及扩大飞行包线使用范围的需要,对大攻角的动态特性提出了更高的要求。本文简要介绍了大攻角动态特性、动导数研究方法,并就动导数对大攻角飞行特性的影响作了一些定性分析。 相似文献
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在分析飞机大攻角动态特性时必须考虑非线性空气动力影响,因为大攻角下的空气动力现象比较复杂,难以定量预测。近年来由于对飞行品质要求的提高及扩大飞行包线使用范围的需要,对大攻角的动态特性提出了更高的要求。本文简要介绍了大攻角动态特性、动导数研究方法,并就动导数对大攻角飞行特性的影响作了一些定性分析。 相似文献
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徐学庆 《飞机设计参考资料》1998,(4):2-9,53
描述了作战飞机的设计性能和飞行动态特性,简要概括了战斗机构形的发展情况,随之描述了与在大迎角作机动相关的飞机操纵问题,并论述了在将来的设计中所要考虑的特性,以及发展这些特性目前所做的一些研究活动,重点指出了一个10年当中的需求;(1)对大迎角下包含有分离气流的飞机空气动力特性的预测方法的改进,(2)研制精确的飞行动态模型,以便支持飞机的设计,研制和作战使用。 相似文献
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本文采用了两种不同的飞机动力模型——线性和非线性模型研究了迎角限制器对飞机机动动态特性的影响。研究结果表明,迎角限制器可以有效地改善飞机的稳定特性。有利于充分发挥飞机潜在的机动性能,但同时对空—空跟踪性能也会带来一定的不利影响。 相似文献
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当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要.研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正.研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应.仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑. 相似文献
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采用某飞机大迎角大振幅运动风洞实验结果,分析了大迎角非定常空气动力的一些特性。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复杂,耦合运动时的气动特性和两个单自由度运动的气动特性的叠加结果相比有一定差别。此外,旋转天平实验结果同本实验的结果相比差别较大。 相似文献
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飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。本文开展典型民机布局飞机极限飞行状态的动导数、大振幅试验,对大迎角动态气动力的参数影响规律以及非线性、非定常特性进行分析和建模。结果表明,在飞机失速到过失速区域,飞行姿态快速变化过程中动态气动力的非线性和非定常特征显著;在动导数试验和建模中,考虑运动角速率的影响,可以预示气动力非线性的迎角范围,并捕捉到关于飞机动稳定性演化的关键特征;利用Goman-Khrabrov状态空间模型结合大振幅试验,可以确定模型中表征非定常特征的关键时间常数,获得特定极限飞行状态运动中的非定常动态气动力特性。研究方法和结果为开展民机极限飞行状态的动态气动力风洞试验设计与建模提供了一个可行途径,能改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。 相似文献
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分叉分析在飞机非线性动力学中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
深入研究现代飞机大迎角下的线性动力学特性是当今飞行力学的重要研究内容。综述了非线性动力学系统定性方法中分叉问题的基本概念、数值计算方法和相关软件,重点介绍了分叉分析方法在飞机开环、闭环非线性动力学特性分析和大迎角控制律综合以及分叉控制方面的应用。 相似文献
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为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes (URANS)方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明:大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。 相似文献
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针对现代高机动性能飞机大迎角动态特性分析,特别是在飞机尾旋特性分析预测中,需要的大量风洞实验气动力数据,推出采取多元最小二乘拟合法,进行高次多项式非线性拟合的方法,以某飞机旋转天平风洞实验实验气动力数据为例,进行了数据拟合分析,同时,应用拟合结果进行了该飞机的尾旋特性预测,并给出了部分计算结果和飞行试验结果的比较,证明所推出的数据拟合方法及得出的拟合结果,在大迎角研究领域应用中是可靠的。 相似文献
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在人-机-环系统发生改变时,需要考虑更多具有高度非线性特征的动态因素来估计飞机的动态边界。为此引入了微分流形理论估计飞机动力学边界。首先介绍了微分流形理论的相关概念及计算稳定边界的方法步骤;然后以某型飞机为研究对象,考虑飞机非线性动力学特性建立纵向非线性模型并进行增稳控制补偿设计;利用微分流形法刻画飞机动力学边界,并与蒙特卡洛法得到的飞机动力学边界进行对比,验证了微分流形理论确定的飞机动力学边界的准确性;最后分析了可用迎角随俯仰角和俯仰角速度的变化关系。结果表明,俯仰角速度一定时,俯仰角越大,可用迎角越小。研究结果可为飞机的边界保护系统以及控制策略提供一定的参考。 相似文献
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建立了适用于双三角翼大迎角非定常分离流场模拟的数值方法,研究双三角翼俯仰振荡时的动态流场特性,给出动态流场结构和气动力性能随迎角的变化规律,重点考察了减缩频率、转轴位置、平均迎角和振幅等参数对动态流场迟滞效应和气动力曲线迟滞环的影响。研究结果表明:俯仰振荡到相同大迎角时上仰和下俯的流场存在明显差异;减缩频率对气动力迟滞效应的影响相对大于转轴位置;平均迎角的变化导致双三角翼背风区流场结构呈现不同流态,而振幅的大小决定这些流态的数目,事实上俯仰运动时如果跨越的流态数目越多则流场结构的动态响应滞后现象就越显著。通过数值分析,有利于提高对双三角翼在俯仰振荡运动条件下的非定常特性和流场滞后效应等非线性现象的认识。 相似文献