应用非线性观测器估计迎角和侧滑角研究

给出了一种利用非线性观测器方法能够同时估计出来所需要的迎角和侧滑角参数，研究了非线性观测器原理及其反馈参数优化设计方法，得到了所需要的非线性观测器，最后通过仿真验证表明该方法具有很高的精度且易于实现。     

全机亚,超音速侧滑气动特性数值计算

本文给出了用面元法计算亚、超音速流中全机侧滑气动特性的方法。将飞机外形表面分成大量的面元。机身表面上的每个面元含有一个常值源分布，机翼和尾翼弦平面上的每个面元含有一个常值涡分布和一个线性变化的源分布。涡分布和源分布的强度用在控制点处满足法向元穿透速度的边界条件确定。因为不需要侧缘平行于自由流方向，所以对同样的飞机在考虑的所有侧滑角下仅需要一级面元。假设尾涡不偏转，在尾涡面上布置附加的常值涡分布，以     

一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)

针对可利用部分冲压、带前输出轴直升机进气道结构特点 ,实验研究了在侧滑角从 0～ 1 35°状态下的直升机进气道流场特性 ,分析了沿程静压分布、进气道出口截面流场畸变指数、总压恢复系数等进气道性能参数。研究表明 ,该类进气道在各种侧滑状态下总压恢复系数较高。当侧滑角大于 90°时总压恢复系数随着来流速度的增加而减小 ;进气道内气流分离的区域和出口截面流场畸变指数与侧滑角和来流速度的大小有关。其中在侧滑角小于 90°时 ,进气道出口截面流场品质较好。当侧滑角大于90°时 ,随着来流速度或侧滑角的增加出口流场迅速恶化     

FADS系统参数的解算和校正方法

<正>嵌入式大气数据传感(Flush Airdata Sensing,FADS)系统是一种通过嵌入在飞行器前端或者机翼前缘的压力传感器阵列来测量飞行器表面测压孔的压力,并由测得的测压孔压力通过特定的解算算法来获得大气数据的传感系统。1 FADS系统的空气动力学模型通过将位势流模型与修正的牛顿流模型用形压系数ε相结合得到FADS的空气动力学模型。形压系数ε是马赫数Ma∞、当地迎角αe与当地侧滑角βe的函数。入射     

稳定尾旋特性研究的一种计算图解法

按稳定尾旋的条件对飞机运动方程组作了简化，提出了一种计算图解法和尾旋中侧滑角计算式，并用于Ｊ－７飞机稳定尾旋特性研究和验证。     

细长三角翼滚转/侧滑耦合运动效应分析

通过耦合求解NS方程组和刚体动力学方程组,数值研究了80°后掠三角翼自由滚转/自由侧滑的耦合运动特性。通过与单自由度翼摇滚特性比较,发现滚转/侧滑耦合条件下三角翼的摇滚现象更为剧烈:在相同的滚转角下,耦合运动的滚转角速度更大,具有相同角速度时,耦合运动所达到的滚转角更大。研究表明:滚转/侧滑耦合条件下,涡流的非对称迟滞振荡仍是维持三角翼周期性等幅摇滚振荡的流动机理;摇滚过程中法向力的侧向分力是产生侧滑运动的主要原因;左滚右侧滑、右滚左侧滑是三角翼滚转/侧滑双自由度耦合运动的作动机制;侧滑运动的引入,导致迎角和侧滑角随滚转角迟滞变化,强化了三角翼摇滚过程中的迟滞效应,加剧流动结构的非对称特性。     

单相机迎角测量中振动影响研究

从描述像空间坐标与物理空间坐标关系的共线方程出发,推导出单相机迎角测量中模型迎角关于相机外方位元素的计算公式。在单相机迎角测量中模型表面标记点展向坐标Y不变的假设下,研究了2m量级风洞中,相机位于5个不同位置时,3个角外方位元素(φ,ω,κ)和模型侧滑角β在-2°～2°之间振动对迎角测量结果的影响。模拟结果表明:φ和κ的振动对迎角测量结果影响较大,且该影响对相机位置和模型迎角的变化不敏感;在相机位于法向投影位置(相机光轴与Y轴平行)时,ω与β的振动对迎角测量结果影响非常小,可以忽略,但影响量随相机位置偏离法向投影位置迅速增加。     

低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角(α=0°～45°)和侧滑角(β=-15°～15°)对Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明:在低速来流状态(Ma≈0.1)下,随着攻角的增加(α从0°增加到45°),进气道总压恢复系数下降较小,总压畸变指数几乎不变,这有利于飞机的大攻角机动飞行。