小展弦比飞翼布局作战飞机偏航轴飞行品质评定

依据MIL—STD—1797A飞行品质规范,对小展弦比飞翼布局作战飞机的偏航轴飞行品质进行了评定研究。评定结果表明：由于构型的原因,飞翼布局飞机本体的稳定特性和阻尼特性都较差,因此飞行控制系统对其动态响应特性的调节作用更加明显。稳态配平特性主要受构型的影响,飞翼布局飞机一般不能完全满足飞行品质的要求。由于可控性的设计要求需采用多操纵面的组合操纵,控制分配技术导致某些现有的品质准则需要修改。小展弦比飞翼布局飞机取消了垂尾（方向舵）并采用了新型操纵面（ICE）,在某些情形下对偏航轴操纵效能的需求与常规飞机相比存在较大的差异。总之,在飞翼布局作战飞机的构型设计、飞控系统设计以及飞行品质评定条款的制定、实施中,均需考虑这些新的飞行品质特性。     

神经网络在飞翼布局飞机主动涡流控制中的应用

以小展弦比飞翼布局飞机为研究对象,其本体的优化增稳控制器由3个气动舵面(连续控制面)构成.为增加操纵能力,基于神经网络设计了主动涡流(bang-bang型控制面)优化控制器.为加快网络的训练速度和收敛精度,采用三层反馈神经网络,通过改变每层网络权重和隐层神经元单元个数对网络进行优化.最后给出了增加主动涡流控制器的飞机闭环系统的响应结果.与仅采用气动舵面闭环响应结果的对比仿真表明,增加主动涡流控制器后闭环系统可获得更好的响应特性,系统达到稳态的时间和所需气动舵面的控制量均明显减小.      

飞机风扰响应特性的模拟与评定方法

针对飞行试验研究飞机风扰响应特性时存在的安全性与经济性问题，提出了一种在平静大气中模拟及量化评定飞机风扰响应特性的方法。通过设计舵面输入指令来激励飞机，使其产生能够模拟受到风扰的运动响应，进而完成飞机风扰响应特性的评定。以某型飞机为算例，基于PID控制方法设计了激励指令信号，模拟了飞机遭遇垂直突风与侧风后的响应特性，并基于时域峰值法评定了飞机的稳定特性。采用低阶等效拟配的方法对基于风扰响应数据评定所得的稳定特性结果进行了对比验证，结果表明，所建立的模拟风扰响应的控制指令设计与稳定特性评定方法是正确合理的。研究方法与结果对于飞机风扰响应特性的飞行试验评定等具有一定的参考价值。      

无人机垂直突风风扰响应控制指令设计

针对无人机(UAV)在风场中进行飞行试验时其经济性与安全性不足的特点,提出了一种在试飞过程中通过嵌入式输入信号来激励UAV,使UAV产生能够模拟风扰的运动响应的方法。建立了基于PID控制方法的嵌入式指令设计方法,并以某型UAV为例,通过数值仿真,进行了模拟垂直突风的嵌入式指令设计。仿真结果表明,嵌入式指令可较好地模拟UAV的风扰响应,该方法对于UAV的飞行试验评定技术具有很好的参考价值。     

大型军用运输机性能管理及自动着陆技术(下)

飞行性能管理是一种专门用于飞行性能优化的综合飞行控制技术,它可以根据某一指标优化飞行剖面,生成优化航迹,使军用运输机最大限度地缩短执行任务的时间。为了跟踪生成的优化航迹,实现安全快速的下滑着陆,对大型军用运输机的自动控制系统提出了较高的要求。本文主要介绍了大型军用运输机性能管理及自动着陆方面的研究成果,并与民用运输机的相关研究进行了对比。     

酸度计检定及维修探讨

结合酸度计的工作原理与现行检定规程,对酸度计在检定过程中存在的问题进行了探讨,使酸度计的检定更具操作性;基于实际工作经验,介绍了酸度计的使用、维护以及常见故障的排除。     

小展弦比飞翼构型飞机短周期品质评定方法

小展弦比飞翼构型飞机采用无尾翼身融合布局,导致其本体动态特性较差,更依赖于控制系统的作用,早期制定的M IL—STD—1797品质评定准则已不完全适用。通过研究带宽准则和回落量准则的品质边界,提出了一种适用于评定飞翼构型飞机短周期品质的联合评定方法,并可得到较准确的品质评定结果。研究方法和结论对指导此类新布局飞机的初步设计和飞行品质评定等都具有一定的参考价值。     

民用飞机放宽静稳定性的效益分析研究

分析了放宽静稳定性改善飞机性能的基本原理,并结合具体算例给出了民用飞机飞行性能的改善结果和所获得的结构质量收益。研究了放宽静稳定性对飞机动态响应特性的影响。所给出的计算方法和结果可用于我国民用飞机放宽静稳定性的设计。     

W型无尾飞机的操纵机理与稳定特性研究

 W型无尾飞机基于前掠翼及翼身融合的一体化设计，取消了平尾和垂尾，可大幅降低雷达反射截面积，减轻结构重量；同时具有亚声速气动效率高、横航向操纵面效率高的优势。根据该构型的特点，配置设计了新型的多操纵面，并研究了其新的操纵机理。在此基础上，计算分析了这一新布局飞机特殊的三轴稳定特性，研究表明，W型无尾飞机的纵向阻尼不足，纵向短周期和长周期模态分别仅满足III级和II级飞行品质；横航向都是静不稳定的，动稳定性表征为滚转模态的发散和荷兰滚模态稳定，并分析了其可能的物理成因。最后研究了横航向静稳定性导数对W型无尾飞机横航向稳定边界的影响。研究方法和结果对于新布局飞机初步设计具有重要参考价值。