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介绍了概念设计阶段飞机起飞总重估算的思路,特别是按照这种处理问题的思路提供了飞机起飞总重估算所用到的一个公式及其推演过程。公式是着眼于第三代/第四代飞机起飞总重估算建立的,当然适用于该类飞机起飞总重的估算。 相似文献
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针对现有飞行理论中对民航飞机在高原机场起飞离地速度计算研究不足,且计算方法单一、复杂的问题,利用MATLAB仿真平台构建在高原机场飞机起飞滑跑阶段模型,通过计算不同飞行条件下的飞机离地速度,得到大量训练样本,建立BP神经网络模型,将机场海拔、飞机质量、安全起飞速度、温度和可用起飞距离作为输入量,飞机离地速度作为输出量,对神经网络进行训练和测试,直至均方差达到要求。将神经网络所求估算值与仿真数据进行对比并进行分析。均方误差为4.128 9,均方根误差为5.612 1。使用神经网络计算方法效率高,误差小,可应用于不同高原机型在不同影响因素下的离地速度计算,对高原机场运行和机场跑道长度设计有一定参考价值。 相似文献
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舰载飞机弹射起飞性能和影响因素分析 总被引:2,自引:0,他引:2
本文通过舰载飞机弹射起飞动力学的研究,并根据弹射起飞的过程和要求,提出了确定弹射起飞参数(弹射力、发动机推力和平尾偏角)的计算方法。文中对舰载机的弹射起飞进行了仿真计算。最后讨论了飞机的起飞质量,发动机推力、起飞迎角、襟翼偏角和甲板风航迹等对弹射起飞性能的影响. 相似文献
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电动飞机从加速滑跑到飞行至安全高度是一个十分复杂的过程,在计算电动飞机起飞性能时发现用近似匀加速仿真模型得到的起飞距离小于实际的起飞距离。为了准确计算电动飞机起飞性能,在 MATLAB 中建立完整起飞过程的仿真模型并分析模型与实际起飞过程的误差,通过分析电动飞机起飞过程中加速度与速度的变化规律,引入修正函数对仿真模型中的速度进行修正;以某型电动飞机起飞性能计算为例,使用修正前后的模型对起飞过程进行仿真计算,并将计算结果与飞行试验数据进行对比。结果表明:修正后的模型精度优于修正前仿真模型的精度,修正后模型的仿真结果与飞机试飞试验结果基本一致。 相似文献
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飞机重量工程是处理飞机设计中有关重量问题的工程方法。一般包括飞机总重的估算;重量系数灵敏度分析;飞机各部件重量估算;各部件重心估算;飞机重心定位;飞机重心调整。这些问题在飞机设计过程中是很重要的,一般说来问题比较复杂,计算工作量很大,经验性强。如果采用飞机设计计算机辅助设计技术,将使设计师能够迅速、准确、经济地解 相似文献
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陈昌荣 《民用飞机设计与研究》2014,(2):37-40
波音737飞机与其他民用机型的一个不同之处是前缘缝翼在起飞时可以使用开缝状态。分析了波音737-800飞机下列四个起飞性能参数与襟翼放出量的关系:场地长度限制的最大起飞重量;爬升梯度限制的最大起飞重量;障碍物限制的最大起飞重量;起飞决断速度。结果显示这四个参数在襟翼放出量为10时出现异常,原因是前缘缝翼状态发生了变化。在襟翼放出量由5增大到10的过程中,前缘缝翼由不开缝的放出状态变成开缝的完全放出状态,降低了升力系数。 相似文献
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小型电动无人机通常采用锂电池、无刷电机和螺旋桨组成能源动力系统,飞行过程中锂电池的实际工作电压发生变化,但飞机的总重量不变,其航程航时的估算方法与传统的燃油飞机有所不同。为了准确评估动力系统对飞机设计的影响,建立了以锂电池为动力的电动飞机推进系统模型,通过与实验数据比较,验证了各部分模型的准确性。利用该动力系统模型,对某款小型电动无人机进行了航程和航时估算,结果表明本文的建模方法准确有效,航程航时估算接近实验数据,可作为小型电动无人机设计的重要参考。 相似文献
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为了通过客机的市场分析与总体设计的紧密结合进行关键设计指标的更充分的权衡,提出了从航线网络体系的视角进行指标集效能评价的方法。这一方法以燃油效率作为经济性评价准则,基于运营统计数据建立综合考虑航线航程概率及航线实际乘客数概率的运输周转量概率密度分布,结合客机运行空重的估算,计算出各条航线消耗的燃油重量,进而通过多轮次的仿真分析出不同指标集对应的燃油效率概率密度。分析结果有助于权衡各个指标集的潜在设计方案适合在何种航线上运营,以及从燃油效率的角度分析潜在设计方案对航空公司的吸引力。通过在一个算例中对航程和载客量的变化进行计算和分析,说明了所提方法的应用方式,最后对目前研究的局限之处和后续的研究方向进行了探讨。 相似文献
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大中型民用飞机起飞总重估算方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
推导了基于发动机推力估算起飞总重和基于旅客座位数估算起飞总重的公式。通过多种大中型喷气式民用客机相关参数的统计值,建立起飞总重对相关参数的多元回归分析模型,通过显著性检验,说明模型是有效的,并据此建立了新的起飞总重估算公式。通过算例结果分析表明,新的起飞总重估算公式具有很高精度。在新机的方案设计阶段若能给定此公式所需的相关参数,可以计算得到相对合理的设计起飞总重值。 相似文献
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舰载机偏中心定位弹射起飞弹射杆载荷分析 总被引:1,自引:0,他引:1
考虑舰载机偏中心定位,建立了六自由度弹射起飞动力学模型,对偏中心弹射过程中弹射杆受载情况进行了分析计算,讨论了初始偏心距离和起飞重量对弹射杆载荷的影响,并详细论述了其动力学成因。研究结果表明:飞机的滚转运动是导致弹射杆承受较大弯矩和扭矩的主要原因;弹射杆弯矩和扭矩随初始偏心距离的增大而迅速增大,但其轴向拉力受初始偏心距离影响较小;在弹射滑跑初始阶段,弹射杆的轴向拉力、弯矩以及扭矩随起飞重量的减小而增大,而在弹射滑跑后期,弹射杆所受载荷则随起飞重量的减小而减小。 相似文献
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舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷 总被引:1,自引:0,他引:1
设置舰艏斜板以减少舰载机起飞滑跑距离、降低甲板风要求,从而实现无弹射系统情况下的短距起飞作业,这已在一些“蓝水”海军强国的航空母舰上得到了多年应用。给定航母起飞甲板长度和斜板曲线构型,飞机能否成功滑跃起飞取决于它的气动特性、最大起飞质量、发动机推力、出口速度和起落架强度。
本文提出了一种舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷的计算方法,也建立了完整的斜板曲线方程(曲线已经过飞机适配性优化)。文中还应用本方法计算了某双座多用途舰载教练机的滑跃起飞地面载荷。 相似文献
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大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机,针对1:15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响,对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算,再现了风洞试验现象,通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂,这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速,为保证飞行安全,继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示,在飞行雷诺数和螺旋桨转速下,相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失,偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析,建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系,进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估,研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。 相似文献
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针对A320系列飞机不同机型燃油系统构型存在差异,不便于签派放行处置的问题,提出了A320系列各机型常见故障的签派放行处置方法。首先,系统总结了A320系列飞机各机型燃油系统的布局、供油部件和供油逻辑,指出了各机型可能出现的故障类型和引起故障的机理。其次,分析了可能影响航空公司运行的常见故障,以供油的原理和逻辑为基础,根据构型不同指出对运行影响最大的两个部件为中央燃油泵和传输活门。再次,提出了不同故障条件下签派员的处置方法。最后,以飞机处于签派放行阶段、起飞阶段、中央油箱燃油部分消耗阶段和中央油箱无油阶段为例分别进行分析,进行算例分析说明。结果表明,所提方法能够有效指引签派员处置中央燃油泵或传输活门出现常见故障。 相似文献