共查询到19条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
本文叙述了采用直升机牵引自由飞模型试验过程中出现的一种等幅值的极限环振荡,通过理论计算,找到了出现极限环振荡的临界速度和消除该振荡的几种可取的方法,而这些方法已为试验证实是可行的。最后,通过一系列的试验,使直升机牵引自由飞模型的方法完全达到了实用的阶段。 相似文献
2.
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。 相似文献
3.
主要阐述直或机贴地飞行时的驾驶员诱发振荡问题,导出了贴地突防和迅速停止动作、地形跟踪时的“海豚”运动和贴地飞行时滑雪运动条件下诱发振荡时操纵位移和稳定裕度的计算公式,计算了Z-8直长机的纵向试验结果,并进行了误差分析。计算结果表明,所研究的方法是可行的,可推广应用于各种直升机的闭环分析和计算。 相似文献
4.
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。 相似文献
5.
6.
针对高超声速飞行器非线性影响飞行姿态控制问题,分析了电动伺服机构中传动间隙、刚度、摩擦力矩等非线性因素的影响,并讨论了由间隙引起极限环的定义及产生条件。针对传动间隙引起的极限环振荡和较大惯量的翼面加剧振荡问题,建立了系统间隙极限环模型和非线性振动模型,并提出了间隙补偿器设计方法。重点研究了间隙、翼面转动惯量、刚度及干扰力对伺服控制系统的影响规律。通过在内环增加间隙补偿器的基础上,在外环引入速度、加速度负反馈设计方法,解决了大惯量舵面下控制系统抖动问题,仿真和试验结果证明了这一理论是正确的。 相似文献
7.
直升机涡环状态和改出 总被引:1,自引:0,他引:1
涡环状态是直升机在下降或下滑飞行阶段一种固有的危及飞行安全的危险状态。它会导致直升机操纵失灵,在颠簸下跌中坠地失事,在我国也发生过多起这类事故,因而涡环边界的确定是保证直升机飞行安全的重要措施。本文介绍了国外直升机涡环状态及其边界的理论和试验研究现状,并重点介绍了我国对此问题的研究和我国学者如何通过模型试验及理论计算,结合飞行试验,得到了比国外的研究更为实用的直升机涡环状态边界的情况 相似文献
8.
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。 相似文献
9.
战斗机全动翼面操纵系统中普遍存在间隙,其非线性特性不但影响系统地面振动试验数据的有效性,而且可能导致飞行器气动弹性稳定性边界产生偏差,因此有必要开展考虑间隙非线性的气动弹性响应分析研究。以全动翼面旋转方向间隙为研究对象,基于虚拟质量法线化模态振型,建立一组可以表达整个响应域变形的统一模态振型;采用有理函数拟合,将频域非定常气动力转换到时域;研究分析不同间隙参数对应的极限环响应特性。结果表明:当全动翼面结构系统中存在间隙时,在低于线性颤振边界的特定飞行区域,翼面会出现非线性极限环振荡现象,间隙参数会影响极限环振荡幅值、频率以及限环振荡的进入临界速压和发散临界速压。 相似文献
10.
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。 相似文献
11.
本文分析和研究了驾驶员工作负荷、操纵功效和阻尼等对贴地飞行时直升机飞行品质的影响,导出了简化的驾驶员增益和驾驶员评定等级的工程计算公式,并与飞行试验数据进行了比较.结果表明,本文的方法可用于各种直升机的飞行试验和设计估算. 相似文献
12.
本文介绍了Z-8横侧稳定性和操纵性飞行试验的原理、方法和数据处理技术。给出了换算到标准条件下的试验结果,并与军用直升机飞行品质规范HB6105-86的有关要求进行了比较,并得出了结论。 相似文献
13.
对电传操纵系统驾驶员诱发振荡(PIO)的现象进行了分析,指出了舵回路速率饱和是造成PIO的主要原因,并有针对对给出了一种非常规的用于解决饱和非线性问题的程序控制方法。这种方法主要是通过舵回路反馈的状态信息来改变驾驶杆输入信号的放大系数,从而达到有效抑制PIO的目的,同时用Hurwitz稳定判据进行了机理分析,最后给出了仿真验证结果,证明该方法是简单而有效的。 相似文献
14.
针对飞机控制系统执行机构具有非线性这一特点,选用某歼击机作为研究对象,分析各类非线性环节对飞机纵向短周期特性的影响。首先分析了死区、间隙和速率饱和等非线性环节的基本特性,建立了相应的包含非线性环节的飞行动力学模型,然后,基于Chalk准则计算不同非线性参数下的飞行品质指标,进行飞行品质评价。通过对不同飞控系统构型的对比研究,探讨了执行机构非线性对飞行品质的影响。研究结果表明,各非线性环节都将对系统的快速性产生不利影响,使系统有效上升时间增加,相位延迟增加。其中,间隙还会造成系统阻尼减小,可导致系统不稳并出现极限环振荡。 相似文献
15.
首先概述了故障的主要现象与特征。然后着重描述了直升机空中振荡故障的试验研究:包括研究途径;直升机模型的建立;两个回路振荡试验及其主要研究结果。据此提出了在设计,使用中的一些预防原则和措施。 相似文献
16.
17.
18.
19.
飞控计算机是现代直升机控制的不可缺少的设备,研制功能完善的高性能飞控计算机是直升机发展的重要一步。在飞控计算机应用到直升机上之前,需要对其进行较为全面的仿真测试。本文结合飞行控制律的设计,开发了用于对飞控计算机进行全面测试的半物理仿真系统。主要完成了模型的建立和仿真;研制了基于嵌入式操作系统VxWorks及仿真工具软件MATLAB的主仿真系统,并进行了调试。通过对其开环和闭环的调试以及仿真结果的分析表明,该系统对发送的飞机姿态信息能够进行实时显示和处理,满足飞行品质技术指标要求,半物理仿真结果可真实可靠地反映直升机的飞行过程。 相似文献