飞机离场性能参数计算方法研究与实现

针对国产民机起飞离场中的性能参数计算需要,建立了等表速爬升、等马赫数爬升、等爬升率爬升、等爬升梯度爬升以及等爬升比爬升共5种模式下的飞机起飞离场航迹与性能参数计算模型,并以B737-800飞机的基础性能参数为例,对模型进行编程实现。与波音公司BCOP软件相比,二者的轨迹、不同时刻的推力、燃油流量、阻力及爬升率变化趋势一致,总时间、距离及燃油流量的偏差在2.5%以内。研究结果表明,所提算法可应用于国产民机的起飞离场航迹超障安全性、经济性和噪音分析。     

基于空气动力参数的ARJ21飞机爬升性能分析研究

爬升是飞行中的重要阶段,最大速度爬升是运输飞机通常采用的爬升方式。本文针对最大速度爬升过程,以空气动力参数为主要指标,分析了最大爬升率与爬升真空速和爬升角的关系。以ARJ21飞机为例,分析了民航运输飞机爬升真空速与高度的变化关系,爬升角与高度的变化关系,最大爬升率与高度的变化关系,计算了飞机爬升性能的主要参数。     

飞机航路爬升航迹的计算分析

精确的航迹预测能力是空中交通管制软件的开发基础。对飞机航路爬升的飞行轨迹进行了二维模拟,并绘制出了飞机航路爬升时的飞行轨迹曲线和其他分析曲线。用航迹角来代替性能计算中常用的爬升率概念,对飞机爬升各项参数的变化及其影响因素进行了研究。     

基于遗传算法的飞机经济爬升速度优化方法

为提高宽体飞机的爬升经济性,首先建立了爬升阶段飞行动力学模型和优化目标计算模型,确定了基于速度优化的最佳爬升策略;然后,在最佳爬升策略的基础上,建立了基于遗传算法的双表速爬升优化模型,得到近似最佳爬升策略,并分析了该爬升策略的可行性;最后,以某宽体飞机为例,分析了近似最佳爬升策略的影响因素。研究结果表明:最佳爬升策略相对传统爬升策略经济性提升3%~8%,且改进后的近似爬升策略与最佳爬升策略误差不超过1.4%;飞机重量、温度偏差和成本指数均会影响爬升策略的性能参数。     

基于飞机性能的连续爬升程序建模和油耗分析

随着航线数量的不断增长和机场进离场交通的日渐繁忙,因管制压力造成的离场阶段改平飞行导致了飞机非必需的燃油消耗,为航空公司带来经济效益上的损失。为了减少平飞并实现快速离场,基于性能的导航(PBN)模式下的连续爬升运行(CCO)成为解决该问题的方式。介绍了BADA飞机性能模型的构建方法,并使用性能模型对CCO进行设计,并提出了前后CCO离场可能产生的冲突和解脱方法,结合实际航线对爬升时间和油耗进行了仿真分析,结果显示CCO离场能够缩短爬升时间,减少燃油消耗;在冲突发生时通过速度调整可以比阶梯爬升的方式更有效益。     

航路爬升性能计算

本文以 B737—300为例介绍了根据飞机及发动机的极曲线、最大爬升推力和燃油流量等原始数据及给定的爬升规律(如表速250KT/280KT/M0.74)计算在标准大气和非标准大气中航路爬升性能的方法及程序,计算结果与该机型使用手册中给出的 ISA—10,ISA,…,ISA 20的爬升数值表非常吻合。本文所述的方法及程序是通用的,对大爬升角的情况亦适用。     

飞机等表速运动方程与稳态爬升参数计算

为了揭示等表速飞行的内在机理,建立了飞机等表速运动方程,提出了等表速爬升运动参数计算方法。对比等表速和等真空速爬升公式,提出了功率因子的概念,以反映飞机等表速与等真空速爬升所需单位剩余功率之间的关系。针对等表速等推力、等表速等梯度、等表速等升降速度3种典型爬升方式,应用飞机等表速运动方程给出了稳态运动参数计算方法。计算结果表明,3种爬升方式均存在稳态爬升剖面,稳态运动参数与表速呈一一对应关系。     

航空发动机推力变化对飞机基本性能影响的敏感性分析

通过给定航空发动机非安装特性和飞机基本气动特性,建立了用于计算发动机安装推力和飞机基本飞行性能的数学模型,并进行了发动机推力变化对飞机基本飞行性能影响的敏感性分析。分析结果表明,发动机推力变化对飞机最小平飞马赫数影响的敏感度很小,对最大爬升率影响的敏感度较大,对飞机最大平飞马赫数和实用升限的影响由发动机的具体状态和推力变化趋势决定。     

使用PEP软件分析计算A320的航路爬升性能

通过使用空客性能软件(PEP),计算得到有关A320航路爬升的性能数据,使用Matlab6.1进行相关性能数据的进一步处理.利用大量具有代表性数据绘制的性能曲线图,分析不同条件下(如大气温度、航路风速、空域限制、飞机构型等各种可能的实际情况下)A320的飞行性能数据和它们之间的差异,以及各个性能参数的变化趋势、相互联系和影响.     

基于改进粒子群算法的高超声速飞机爬升轨迹优化

装备涡轮基组合动力发动机的高超声速飞机,其推力特性不同于传统的涡扇发动机,因此传统飞机的爬升策略不再适合这类高超声速飞行器。在分析了飞机爬升段数学模型的基础上,基于改进粒子群优化算法针对某高超声速飞机模型飞行剖面爬升段,以最小燃油消耗为目标进行轨迹优化设计。通过仿真计算,优化后的爬升段飞行轨迹能有效减少燃油消耗,证明了优化方法的可行性。     

飞机最佳航路爬升时机研究

确定飞机最佳航路爬升时机对提高飞行安全与效率有着重要意义.以北京区域管制的穿越间隔标准为例,根据几种典型航空器型号、起飞重量、不同高度层等相关因素,编程计算穿越高度层前所需的间隔,再考虑飞机调速情况做出修正,最终确定了航路飞行阶段飞机的最佳爬升时机.研究结果可提高管制员工作效率、增加空中交通流量,并可用于容量评估及空域规划研究.     

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。     

飞机最短时间爬升轨迹的格点搜寻算法

以飞机在垂直平面的运动方程为基础,采用线性时间负荷控制的飞行模式,提出了求解飞机最短时间爬升轨迹的格点搜寻算法.该方法视飞机为一质点,以此为基础计算出每个相邻格点的时间间隔,最后用h×Ma格点数搜寻法求出飞机最短时间爬升的最优轨迹.数字仿真表明,在规定的爬升范围内用格点搜寻算法可以实现快速的时间响应,得到的最优轨迹能够准确地跟踪设定的性能指标.     

航空发动机循环参数对飞机性能的影响

为分析发动机循环参数对飞机性能的影响,分析发动机参数对于发动机性能的影响规律,同时分析发动机的性能衰减原因,并提出生产使用建议。通过给定飞机的基本气动特性和发动机的安装特性,建立了飞机起飞性能及机动性能计算的模型。通过计算发动机推力对于起飞时间、起飞过程的水平距离、爬升率及加减速时间的影响规律,分析发动机推力变化对于飞机起飞及机动性能的影响。分析结果标明,增大发动机进气流量及风扇和压气机的压比,能显著提升涡轮前温度和发动机推力,增大发动机推力能明显缩短飞机的起飞时间,提升飞机的爬升率、缩短加减速时间,从而提升飞机纵向改变高度和水平改变速度的能力,但发动机推力对于飞机性能的增强效果随着推力的增加逐渐减弱。     

旋翼桨叶结冰对直升机飞行性能的影响

采用由翼型冰风洞试验推导而来的工程公式,将旋翼结冰模型嵌入离散格式的旋翼气动模型,分别计算结冰后每个桨盘网格区域的翼型升、阻力系数的增量和挥舞系数的增量,建立了结冰后的UH-60A直升机飞行力学模型.结合发动机功率数据,通过改变结冰条件,研究了不同结冰参数对最大平飞速度、最大垂直爬升率和最大爬升率的影响.结果表明:在环境温度为0~-10℃时,降低环境温度会严重降低飞行性能;液态水含量对所选性能指标有一定影响;水滴直径对最大平飞速度的影响较小,对爬升性能的影响可忽略不计;飞行性能指标随结冰时间呈线性下降趋势.      

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

涡轮增压固冲发动机(TSPR)爬升方案与性能研究

为了证明涡轮增压固冲发动机(TSPR)具有自主加速飞行的能力,进而得到合适的弹道飞行方案,开展了TSPR爬升飞行方案研究。首先通过借鉴已有弹体参数,分析了以高空巡航状态为设计点和以最大功率状态为设计点时,飞行器在弹道飞行范围内的非设计点性能。随后对比了发动机推力和飞行器阻力大小,得出:当TSPR以高空巡航点为设计点时,TSPR在爬升段(非设计点)所提供的推力小于飞行器阻力,难以实现自主爬升;当TSPR以最大功率状态为设计点,且采用等相对换算转速的调节规律时,TSPR具有优良的爬升加速性能,能够从(3km,Ma0.9)加速爬升至(10km,Ma2.2)状态巡航,其射程是固体火箭发动机的三倍,这证明TSPR在具有自主加速飞行能力的同时还具有良好的比冲性能。     

基于扩展的FMC实物试验用于飞行仿真和飞行试验

利用CITATION-Ⅱ飞机和先进的FMS完成了FMS合格审定试飞方法的飞行验证。结合半实物仿真试验研究了FMS导航／制导的符合性条款;提供了相应的FMS飞行环境模型、FMS制导数学仿真模型和软件;提供可用于民用飞机合格审定试飞的FMS试飞方案;通过FMS性能管理与垂直制导仿真试验研究,表明飞行管理计算机系统（FMCS）所计算出的性能数据都是针对三个飞行阶段,即爬升、巡航和下降。目的是在飞行计划所施加的限制条件内使垂直飞行剖面最佳化。基于FMS半实物仿真试验系统能够准确地复现和实施制导和导航计算,保证了FMS仿真试验的可靠性和置信度。     

东航波音737NG的丽江RNP验证飞行

5月13日,一架东航云南分公司的波音737700飞机执行了此次所需导航性能（RNP）验证飞行任务。该项目由波音、杰普逊、CAAC、FAA和东航合作完成。试验所用的RNP进场和离场程序由波音的全资子公司杰普逊公司设计。     

旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器概念设计研究

近些年来垂直起降(VTOL)飞行器发展迅速,并获得了一些突破性进展,但仍有许多尚未解决的问题。结合旋翼机和固定翼飞机的优点,提出一种旋翼固定翼复合式飞行器布局方案,兼具优异的垂直起降性能及高速飞行能力,具有转换过渡稳定平滑、可控性强的特点。在该旋翼固定翼复合式布局中,特型旋翼可旋转以提供垂直升力,也可停转、锁定与固定式机翼保持平行,最终转换为固定翼面使得飞机转换为固定翼布局,并在机翼上布置矢量推力装置,实现高速飞行。概念设计研究围绕设计方法、特型旋翼、矢量推力系统等关键技术展开,并开展了平飞模式飞行特性、垂直起降模式飞行特性、航程、航时以及飞行操纵等性能的分析。通过试制小型原理验证机,并对各飞行状态及转换过渡飞行进行飞行试验,验证了该布局的可行性。结合实际算例展开分析计算,验证了该方案设计方法的准确性和实用性。