直升机非线性的稳定性分析

建立了直升机的描述函数,分析和研究了非线性条件下直升机稳定性和极限环振荡情况,导出了极限环振荡情况下纵向操纵位移计算公式和稳定裕度计算公式,并根据Z—8飞机飞行试验数据进行了验证计算和误差分折。计算结果表明,本文的方法可用于各种直升机的设计估算和飞行试验数据处理,是一种非线性闭环分析方法。     

助力器非线性引起的飞机纵向-电传操纵系统极限环振荡特性的分析

本文利用描述函数法分析了助力器不灵敏区和速度饱和特性对电传-飞机纵向系统的稳定性影响。分析结果说明NSS工作模态容易发生极限环振荡,PSS工作模态不容易出现极限环振荡。对于静稳定飞机有可能出现高频、小幅和低频、大幅两种自持振荡。在操纵或扰动中,当运动幅值超过某一起始振幅,大幅极限环振荡便会产生。本文给出了NSS工作模态的系统稳定判据和预估自振频率、幅值的解析法;分析了舵机回路和计算机的滞后影响。本文最后简略地提出一些改善极限环特性的措施。     

具有多个非线性环节飞机-控制回路极限环振荡研究

本文利用描述函数法,导出了控制系统中含有多个非线性环节,多回路飞机极限环特性的计算方法,分析了某些非线性特性——饱和特性、不灵敏区和间隙特性对极限环特性的影响,并给出计算实例和试验验证的结果。     

排除电传系统极限环振荡的探讨及试验验证

本文通过大量的数字、模拟仿真计算及多次半物理模拟试验来阐明电传操纵飞机系统产生非线性极限环振荡的原因、以及在实际电传系统中限制、减小或消除极限环振荡所应采取的措施。     

舵机非线性引起的飞机横-航向极限环特性的研究

本文利用描述函数法,导出了计算单值非线性系统极限环参教的解析方法。并利用该方法,研究了舵机带失灵区饱和非线性引起的飞机横-航向极限环振荡特性,以及飞行状态、自动器参数、失灵区宽度和线性区宽度等对它的影响。     

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。     

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。     

飞机环境控制系统的现状与未来

综述了飞机环境控制系统研究的发展与前景。通过对现有各种环控系统的优点与不足的讨论 ,提出了蒸汽循环制冷系统由于其高可靠性和使用了无污染制冷剂 ,有可能成为飞机环控系统的一个发展方向 ,而基于模糊理论和神经网络的微处理器控制方式的导入 ,将提高飞机环控系统的控制技术水平。     

某型飞机操纵面间隙非线性颤振时域分析

操纵面间隙作为一种常见的结构非线性,是由飞机设计、制造、装配等众多环节产生,有可能引起极限环振荡（LCO）。极限环振荡通常表现为等幅振动,如果其振幅过大,也会影响机体结构完整性,引发结构失效。本文对操纵面间隙非线性颤振的时域分析方法进行研究,采用时域分析方法计算某型飞机的非线性颤振响应,并与频域描述函数法计算结果进行对比分析。结果表明：极限环振荡的临界速度和频率基本一致,时域分析方法能够准确计算全机操纵面间隙的非线性颤振临界速度,用来预测操纵面的极限环振荡是可行的,可以将其作为民用飞机适航符合性验证的理论分析方法之一。     

过失速区的一种极限环振荡

本文采用谐波线化方法将飞机过失速区非线性继电器型的升力突变特性线性化,求得近似的简便的解析公式,确定出极限环振荡特性,并分析了产生此极限环振荡的物理原因。计算结果表明,本文采用的近似解析公式求得的结果与简化的非线性纵向扰动运动方程模拟计算结果相一致,同时也与参考文献[1]用图解法和参考文献[2]用数值积分法给出的结果相吻合。     

俯仰角对鸭式布局飞机摇滚运动的影响与机理分析

为了研究鸭式布局飞机的摇滚运动,设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型,进行滚转自由度释放、静态测力、动导数试验和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验。首先为了得到摇滚从发生到消失的全过程,进行了俯仰角范围为12°~52°、间隔1°测量的滚转自由度释放试验;结果表明对应于不同的俯仰角,鸭翼布局飞机的摇滚运动也具有不同的性质,其平衡点和运动形式均发生变化。接着静态测力和动导数试验证实:在翼体结构的多涡系影响下,摇滚可在零度平衡点和非零平衡点位置处发生;且运动可为极限环和非极限环形式。最后通过流场显示,分析了在不同迎角时鸭式布局飞机形成翼体摇滚的可能的流动机理。     

飞机总能量控制系统的研究Ⅱ─—非线性控制律综合与仿真

在已设计出的飞机总能量控制系统核心环节的基础上,研究了各种高度和速度控制模态下系统的构成和工作原理;研究了各种非线性安全保护功能在系统中的设置与实现;分析了极限推力状态下,飞机质点能量运动的特点;研究了对轨迹和速度的控制优先级的设置与实现技术;最后对此非线性多变量控制系统进行了综合与仿真,得到了满意的设计与仿真结果。     

基于前视地形的极限告警曲线算法研究

针对作战飞机在低空中的可控飞行撞地问题，提出基于前视地形的极限告警曲线算法。该算法建立了飞机运动学模型、地形感知模型、飞行轨迹预测模型和极限告警曲线算法模型。首先，根据地形高程数据，以飞机拉起轨迹与地形的最小间距是否大于最小安全距离作为寻找极限告警点的判断条件，对上述模型进行仿真得到飞机的极限告警曲线。然后，综合考虑地形倾斜角和飞行员承受过载，对曲线进行优化，给出适宜飞行员拉起避障的最优告警曲线。最后，开展了仿真算例验证。研究结果表明，所提算法可依据飞机爬升性能和地形变化给出正确的极限告警曲线和最优告警曲线，当飞机前方有碰撞危险时可成功拉起避障。     

可靠性设计在民用飞机环控系统中的应用

民用飞机环控系统可靠性设计的目标是保证飞机达到规定的可靠性定量指标和定性要求,以提高飞机的可靠度,降低运营费用,使飞机具有良好的经济性和市场竞争能力。民用飞机环控系统在设计中大量采用了冗余设计、成熟技术及标准化设计等设计手段,以保证飞机的可靠性和安全性。通过可靠性分析验证飞机平均故障间隔时间和签派可靠度是否满足环控系统设计要求。     

飞机环控系统湿度测量技术

在某重点型号飞机环控系统的定型试飞中，需对环控系统的供气流量及某些地方的环境湿度进行监测，由于目前在我国航空领域还没有用于这方面显度测量的传感器，因此急需解决这一问题。本文对现有的各种湿度测量方法进行了分析研究，尤其对高分子薄膜电解质电容湿度传感器进行了深入的分析研究，研制出了适用于飞机环控系统的管理湿度测量的传感器，对温湿度传感器的特性进行了大量的试验，得出了湿度随温度，压力，流量的变化曲线，解决了飞机环控系统湿度测量的问题。     

M2飞机的复合材料机翼静强度载荷及试验研究

M2轻型运动飞机机翼结构采用复合材料,通过静力试验对其机翼强度进行验证,对发现机翼结构设计薄弱环节以及结构改型和发展具有重要意义。首先分析ASTMF2245-16机翼强度适航条款的要求;然后通过对M2飞机载荷包线、环境影响系数、限制载荷和极限载荷的研究,计算得到复合材料机翼载荷;最后进行机翼限制载荷静力试验、机翼极限载荷静力试验和机翼破坏载荷静力试验,并对试验结果进行分析。结果表明:M2飞机的极限载荷满足试验要求,复合材料机翼试验破坏载荷相对设计极限载荷的偏差为2%,M2飞机的复合材料机翼结构设计满足静强度设计要求。     

ARJ21飞机环控功能自动化试验系统研制

阐述了飞机环境控制系统功能试验的内容和国内新一代ARJ21支线飞机环控功能试验的现状,提出研制飞机环控功能自动化试验系统的架构,研究了飞机环控功能自动化试验中大流量压缩空气流量测量与座舱升降压速率测量的技术方法,最后给出了试验空气加热温度与座舱压力的控制结构.     

飞机急滚机动飞行时稳定性分析

本文用微分方程几何理论——分支和突变问题,具体讨论了飞机急滚机动飞行时的全局稳定性,并对所得结果用动态响应曲线进行了验证。文中还采用系统灵敏度理论着重讨论了各参数对急滚运动特性影响,探讨了突变和极限环振荡现象产生的机理,从而为改善其动态特性指出了方向。     

识别颤振试飞中的非线性现象

本文讨论了集中结构的非线性对颤振特性的影响。为了验证初始状态对颤振边界的影响以及极限环振荡的存在，给出了带有游隙非线性弹簧的二自由度翼型运动数学模拟结果。用CF－18飞机和高速航空技术试验台（HATT－X）的一些例证说明风洞试验和飞行试验中观察到的非线性特性。     

飞机环境控制系统的发展与展望

回顾了飞机环境控制系统的发展过程,介绍了军机环控系统的现状,并对飞机环控系统新技术发展进行了展望和讨论。