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1.
起落架着陆动态仿真分析模型及参数优化设计   总被引:21,自引:1,他引:20  
以支柱式起落架飞机为原型,建立了一个适用于ADAMS软件的起落架着陆动态性能分析模型,并进行了仿真分析和参数优化设计。仿真分析结果与试验结果比较有着较好的一致性.参数优化设计有着很好的参考价值。研究结果表明,基于ADAMS软件进行飞机起落架仿真分析是切实可行的,从而为在ADAMS软件基础上进一步开发飞机起落架数值样机作出了有意义的尝试。此外,与编写FORTRAN源程序比较,利用ADAMS软件可节省大量的人力与时间,精度可靠,便于优化分析与改进设计,通用性好。  相似文献
2.
大柔性飞机起落架缓冲器参数设计   总被引:9,自引:0,他引:9  
为解决现行飞机起落架缓冲器设计不考虑机体柔性存在的问题,以大柔性飞机支柱型起落架油气式缓冲器为例,采用三质量块飞机着陆模型和功量预估分配法选择缓冲器参数,并对其进行着陆响应动力学分析。研究结果表明,机体一阶模态频率和起落架与机体连接点位置是影响机体储存着陆功量的两个主要因素:机体一阶模态频率小于2 H z时,机体储存的着陆功量预估公式计算误差小于5%;机体储存能量的耗散效率较低。  相似文献
3.
某型无人机自动着陆系统研究   总被引:5,自引:0,他引:5  
论述了用DGPS/SINS/RA组合导航系统引导的某无人机自动着陆系统的总体方案,利用该无人机的小扰动线性化方程,对其轨迹控制系统进行了分析设计。在不采用速度控制系统的情况下,利用该无人机的全量微分方程,对其在各种起始状态及各种干扰下的自动着陆过程进行了仿真。仿真结果表明,着陆性能符合要求。  相似文献
4.
无人机自动着陆的导引与控制(英文)   总被引:5,自引:0,他引:5  
针对无人机自动着陆的需求 ,以某型无人机为对象 ,设计并实现了一种基于机载数字式飞行控制系统和地面无线电跟踪器的自动着陆制导与控制方案。该型无人机的实时仿真和飞行测试结果表明 ,方案设计合理 ,易于实施 ,完全满足无人机自动着陆的要求。  相似文献
5.
航空器着陆时间动态分配算法   总被引:3,自引:0,他引:3  
空中交通流量管理包括战略流量管理和战术流量管理两部分,战术流量管理的一个研究内容是如何使所有空中等待的航班代价最小的问题。本研究了如何根据外界条件的变化和航空器的预计着陆时间动态地计算航空器的着陆时间,以达到等待成本最小的目的。同时给出一个具体一的算例,验证了这种算法的有效性。  相似文献
6.
柔性飞机起落架改进设计   总被引:3,自引:0,他引:3  
综合运用着陆响应模拟和优化设计方法以改进大柔性飞机起落架的设计.以弹性飞机的三质量块等效模型、油气缓冲器多方指数气体弹力模型、油气缓冲器速率平方油孔阻力模型和幂函数轮胎力模型模拟弹性飞机着陆动力学.考虑了大柔性飞机着陆撞击中的缓冲器最大行程、最大缓冲器力及机翼最大位移,对起落架参数进行优化设计.结果表明,大柔性飞机机体结构弹性对起落架参数设计有较大的影响,采用优化设计的油针式缓冲器可以改进起落架的着陆性能.  相似文献
7.
非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用   总被引:1,自引:0,他引:1  
研究了先进短距起飞垂直着陆飞机(ASTOVL)的飞行/推进控制系统的控制律,基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型,应用非线性动态逆理论,为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行,设计了推力矢量控制器和俯仰控制器,以合理地分配飞机上的力和力矩,使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的,最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例,证明了所设计的两个控制器是可行的,基本上达到了设计要求。  相似文献
8.
进近着陆风险意识检查单   总被引:1,自引:0,他引:1  
航线飞行中49.4%的机组差错发生在进近着陆阶段。为减少进近着陆阶段的事故发生,国际飞安基金会制定了进近着陆阶段的风险意识检查单,其目的是要增强机组的风险意识,减少进近着陆阶段的事故发生;要求机组在迷进近作准备之前,在进行进近讲评时执行“进近着陆风险意识检查单”。  相似文献
9.
进近着陆是民用飞机整个飞行过程中飞行事故的高发阶段。本文通过统计分析1996年至2005年国内民机进近着陆阶段飞行事故及事故征候,得出了国内飞行事故及事故征候的发生规律,总结了这两个阶段导致事故及事故征候发生的原因,并给出了机场附近净空保护和机组决断能力训练等建议和预防措施。  相似文献
10.
飞翼无人机低速着陆状态抖振响应研究   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
基于RANS方程和SST湍流模型,采用飞翼无人机升力系数判据、俯仰力矩判据和表面极限流判据等对抖振始发迎角度进行了预测估计。基于较为详细的结构模型和气动模型,构造了结构与气动的耦合求解技术,同时采用弹簧近似光滑和局部重构组合方法对气动的动网格技术进行更新;然后分别在时频域内分析了飞翼无人机的抖振载荷响应。研究结果表明:基于CFD的RANS方程、SST湍流模型及各类判据预计刚性飞翼无人机在低速大迎角状态下的抖振始发迎角可以得到较为合理的结果;采用升力系数判据、俯仰力矩系数判据预测的抖振始发迎角与表面极限流判据预测的始发迎角相比要保守一些;而表面极限流判据方法能给出翼面气流流动的细节,采用此判据可以分析对比不同迎角下的翼面气流流动变化情况;与气动弹性及嗡鸣响应相比,抖振是一种强迫振动,其响应频率并不单一。  相似文献
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