推力矢量飞机的起飞性能研究

简述推力矢量技术的作用,建立了带三轴推力矢量飞机的起飞滑跑段运动方程,通过数值仿真探讨了推力矢量的偏转大小对起飞性能的影响,对不同推力矢量偏转下飞机起飞性能的仿真计算结果进行了分析。仿真结果表明,采用直接力控制可以明显提高飞机的起飞性能。     

鸭式布局飞机矢量喷流对地面效应影响的风洞试验

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机地面效应的影响特性。研究结果表明：发动机喷流使得飞机的地面效应增强，升力系数增加，降低飞机起飞/降落时的飞行速度，缩短起降距离，从而改善飞机起降性能。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，均使地面效应阻力系数增量减小。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与地面效应的相互作用机理进行了分析。     

带推力矢量飞机的重构飞控系统设计

带推力矢量飞机的重构飞行控制系统是由带推力知量的基本飞行控制系统和重构控制系统两部分组成。前者是加装推力矢量飞机控制的关键。后者是当飞机舵面或作动器发生故障后，利用矢量喷管进行飞控敏理构，可以使推力矢量再次发挥作用。以加装推力矢量喷管的飞机为研究对象，阐述了上述两种控制系统的详细设计方法，此法带有一定的普遍性，为进一步展开这方面的研究提供了参考。     

加装推力矢量喷管对飞机起飞性能影响研究

矢量喷管是实现推力矢量的关键部件,对矢量喷管的分类和设计方案进行了初步研究,在某型发动机上加装了轴对称矢量喷管,建立了起飞特性的数学模型,得出在不同状态下飞机起飞滑跑距离与推力矢量偏角之间的关系,对减小飞机起飞滑跑距离有重要意义。     

推力矢量控制对飞机操稳特性的影响

结合某典型飞机研究了推力矢量控制对飞机纵向和横航向操纵性、稳定性的改善作用,分别确定了俯仰推力矢量控制和偏航推力矢量控制与常规气动操纵面之间的交联关系,并且利用此关系和推力矢量飞机的动力学模型在过失速区域内进行了仿真计算分析。结果表明,推力矢量控制可使飞机的飞行包线有较大扩展,在大迎角情况下使飞机的操稳特性得到明显的改善;鸭翼与推力矢量控制能够很好地配合对飞机进行有效的控制。     

舰载飞机弹射起飞性能和影响因素分析

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.     

推力矢量在战斗机上的应用

采用推力矢量技术，可以减小飞机的起飞着陆距离，提高其机动性，使之具有过失速机动能力。而且，利用推力矢量技术还可以解决气动力面在低速、大迎角时效率下降所带来的问题，可以减小甚至取消飞机的水平尾翼和垂见尾翼，这对于减轻飞机的重量，降低飞机的阻力，提高飞机的隐身性能也有好处。推力矢量技术最早出现在40年代，经过几十年的发展，已经变得比较成熟。F—22、苏-37、EF2000都采用这项技术，它将使未来战斗机的性能发生质的飞跃。对飞机受力的影响推力矢量对飞机受力的影响分为直接和间接影响。前者为当发动机的推力矢量偏转某…     

超临界翼型射流环量控制的数值计算

为提高飞行器的升力特性,改善起飞着陆和机动性能,研究了射流环量控制对超临界翼型气动特性的影响。基于计算流体力学,对影响计算效率和精度的网格参数进行了优化设计,得到一种高效高精度网格的剖分方法;并以此为基础,建立超临界翼型环量控制的计算模型,求解雷诺平均N-S方程,分析了环量控制在不同动量系数和迎角下的作用效果,数值计算结果与实验结果基本一致。结果表明:环量控制大大提高了翼型的气动特性,且在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力,但是动量系数并不是越大越好。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响

以Ｆ－１５战斗机为例，研究了失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响。主要研究了迎角、推力、推力矢量角及气动力等的变化对飞机瞬时转弯性能的影响。通过与无推力矢量及非失速情况的比较，推出了推力矢量和失速机动的优缺点。     

基于LADRC的舰载V/STOL飞机短距起飞性能优化

针对垂直/短距起降（V/STOL）飞机在有限的甲板上实施滑跑起飞以及离舰后快速、稳定爬升的实际需要，对其整个过程进行操控优化以提升短距起飞性能。建立了反映多推力矢量操纵特性的非线性动力学模型，其中包含了地面效应模型和V/STOL飞机特有的喷气诱导效应模型。分别以舰面滑跑距离最短和离舰后增速时间最短为优化指标，给出了舰面滑跑和离舰初期的预置多推力偏转方案。在此基础上，提出了一种线性自抗扰反演（LADRC-Backstepping）控制方法，以实现对爬升角不确定非仿射系统的有效控制，其中设计了一种辅助补偿系统来拟制控制量的饱和，同时保证了爬升角跟踪误差的有界性；直接利用一种高阶LADRC方法设计了俯仰角控制器，确保了V/STOL飞机最终以稳定的姿态爬升。仿真结果表明，所提出的"二次预置多推力偏转角+爬升角控制+俯仰角控制"的分段优化操控策略，能够较好地提升V/STOL飞机的短距起飞性能，对内部不确定性和外界干扰具有较强的鲁棒性，可满足实际飞行任务的需要。