横航向飞行品质对参数的灵敏度分析

使用等效系统评价方法,根据数值计算结果分析了全权限电传操纵飞机从小迎角到失速迎角横航向飞行品质对于气动参数变化的灵敏度。结果表明飞行品质对操纵效能变化很灵敏,对横向气动导数变化又较航向灵敏,特别对于高增益、强调横向操纵飞机更为如此。同时建议飞控系统横航向通道随迎角调参,以确保在更宽的迎角范围内具有满意的飞行品质。     

放宽静稳定电传客机纵向短周期品质评定方法

民用客机强调飞行的安全性和舒适性,由于设计与使用的特点,其短周期模态的自然频率、操纵灵敏度与带宽均较低,时间延迟较大,且一般采用不同于军用运输机的控制律构型。提出以军用规范作为参照的电传客机飞行品质评定及适航审定方法,是现代民用客机飞行控制律设计的关键问题。为改善某放宽静稳定构型客机的短周期飞行品质,设计了迎角、C^*和过载构型飞行控制律。按咨询通告AC25-7A所给出的操纵品质等级评定方法(HQRM),采用等效系统评定法、高阶频域法和高阶时域法评定了闭环飞机的短周期飞行品质及适航符合性。结果表明,军用规范条款对时延和带宽的限制对于客机可适当放宽。对于迎角构型,等效系统参数准则、带宽准则和俯仰速率响应准则均适用;过载构型评定应采用等效系统参数准则、俯仰速率响应准则;C^*属非常规响应构型,应采用带宽准则和俯仰速率响应准则评定。     

飞机大迎角飞行品质研究的进展

叙述了战斗机大迎角飞行品质研究的进展情况。说明了当代战斗机的作战环境和作战方式以及由此提出的大迎角机动飞行的背景。着重介绍了国外过失速区大迎角飞行品质研究的主要方面,飞行动力学机理,操纵效能,推力矢量及其控制律,飞行品质要求及其验证和评价方法,由此得出相应的结论。     

大迎角时的附加偏航导数对飞机稳定性的影响

本文采用分析飞行参数时间历程灵敏度的方法,研究大迎角时因纵向参数而产生的偏航导数对于飞行稳定性的影响。文章对大迎角时产生的附加偏航导数进行了估值,然后通过比较包含或不包含这些特定导数或导数组合的时间历程,来考查这些导数对飞机大迎角飞行稳定性的不同影响。分析表明,某些附加导数对飞行稳定性影响严重。掌握与此有关结论对飞仉大迎角气动设计有着重要的意义。     

大迎角飞行品质的研究进展

分析了飞行包线向低速大迎角扩展后飞行品质研究面临的几个重要方面,即需要提供直到充分过失速迎角的飞行品质指标,这是设计飞控系统的依据之一：纵,横,航向操纵效能要求,这是配置,裁减操纵面的依据,机动任务集,这对于提出品质指标与操纵效能要求,及早发现飞机缺陷和全面评价飞机系统的战术效能等工作都有重要意义,总结有关的研究思路以及目前的进展,并给出了一些初步结论。     

F-16飞机大迎角飞行偏离/尾旋特性分析

通过俯仰力矩系数随迎角的变化对F－16飞机的气动特性进行分析，并对其中大迎角时的偏离特性进行了剖析，通过计算给出了F－16飞机的m^βx,m^βy,m^δy,m^δyx,m^δyy,m^δyxy以及侧滑偏离参数（m^βydyn)和横向操纵偏离参数（LCDP）随迎角的变化曲线，最后通过m^βydyn和LCDP的综合，预测了F－16飞机的偏离特性，同时通过计算对尾旋运动特性和改出特性进行了研究，为分析F－16飞机大迎角飞行特性提供了理论依据。     

F-14将装备数字式飞行控制系统

美国海军计划用GEC-马可尼公司的数字式飞行控制系统来提高其在大过载机动及对航空母舰进近期间的操纵品质和安全性。系统的总费用,包括购买、工程综合和安装在内将达到8000万美元。数字系统增加了将输入输往方向舵和差动尾翼以提高操纵品质的控制律。这对飞机在大过载、大迎角和大M数时的机动是至关重要的。在这些条件下,飞     

YF—16电传操纵系统控制律分析

概述了飞行操纵系统的发展,就YF-16电传操纵系统纵向控制律的组成、功能作了详细分析,推导给出放宽静稳定性补偿公式,并就横航向控制律,特别是对横、航向解耦控制、消除副翼逆偏航、保证大迎角操稳品质的方法进行了分析。     

倾转旋翼机机翼前掠角对副翼操纵性能的影响

基于倾转旋翼机飞行动力学方程与厚翼型机翼的空气动力学的相关理论,对倾转旋翼机过渡阶段复杂的旋翼流场进行了分析,论述了发动机短舱转角的变化和机翼失速拓展特性对副翼操纵性能的影响。以V-22倾转旋翼机为算例,建立了机翼有/无前掠角的实体模型,由等功率过渡段速度特性公式和迎角特性公式求出飞机在等功率过渡模式相应发动机短舱转角下的相关飞行参数,对不同发动机短舱转角下不同的模型进行了数值模拟计算。计算结果表明倾转旋翼机机翼前掠角有改善副翼在大迎角下的操纵性能的作用。     

飞机大迎角飞行稳定性判据分析

 1.引言 随着高机动性飞机的发展,大迎角飞行稳定性日益线引起人们的关注,并各自根据特定的条件作了相应的简化,提出了并种简化适用的大迎角飞行稳定性判据,如急滚机动的Phillips准则、方向发散的动方向稳定性参数m_(y·dyn)~β、横向操纵偏离参数LCDP、以及预测偏离的     

小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究

对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用 PIV 实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。     

螺旋桨飞机起飞构型突风影响研究

对于小迎角纵向静不稳定飞机,突风给飞机带来显著的安全隐患,为此,结合飞行品质规范中的突风模型,给出不同概率和不同高度下的突风速度。针对某螺旋桨飞机,计算分析垂直向上和向下突风所引起的飞机迎角变化,获得了起飞状态下可行的飞行速度和高度范围。研究结果表明,垂直向下突风显著地削弱了该类飞机的纵向静稳定性;垂直向上突风显著地减小了其安全迎角裕度。     

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。     

Time delay compensation in lateral-directional flight control systems at high angles of attack

The previous studies of time delay compensation in flight control systems are all based on the conventional aerodynamic derivative model and conducted in longitudinal motions at low angles of attack. In this investigation, the effects of time delay on the lateral-directional stability augmentation system in high-α regime are discussed based on the $\dot{\beta }$ model, which is proposed in our previous work and proved as a more accurate aerodynamic model to reveal the lateral-directional unsteady aerodynamic characteristics at high angles of attack. Both the $\dot{\beta }$ model and the quasi-steady model are used for simulating the effects of time delay on the flying qualities in high-α maneuvers. The comparison between the simulation results shows that the flying qualities are much more sensitive to the mismatch of feedback gains than the state errors caused by time delay. Then a typical adaptive controller based on the conventional dynamic derivative model and a gain-prediction compensator based on $\dot{\beta }$ model are designed to address the time delay in different maneuvers. The simulation results show that the gain-prediction compensator is much simpler and more efficient at high angles of attack. Finally, the gain-prediction compensator is combined with a linearized $\dot{\beta }$ model reference adaptive controller to compensate the adverse effects of very large time delay, which exhibits excellent performance when addressing the extreme conditions at high angles of attack.     

民航飞机适航飞行品质初探

介绍了中国民用航空条例第２５部（ＣＣＡＲ－２５）有关适航飞行品质要求以及对这些要求的理解和工程处理方法。在此基础上，以飞机全量运动方程和气动系数，较全面地计算了Ｙ７－２００Ｂ飞机的适航飞行品质。     

盒式机翼布局大型飞机横航向飞行品质研究

经计算并和常规布局大型飞机对比分析,给出了盒式机翼布局大型飞机的气动特点;然后研究了盒式机翼布局大型飞机本体横航向飞行品质;针对盒式机翼布局本体飞机横航向飞行品质较差的问题,研究了提高盒式机翼布局飞机横航向飞行品质的有效方法.研究结果表明:盒式机翼布局大型飞机具有良好的升阻特性和特殊的横航向气动特性;修改布局参数对提高...     

短周期运动飞行品质的几种判据

飞机纵向短周期运动是影响其飞行品质的关键因素，根据国外近年来所进行的研究，综合，发纳出六种适用于小迎角飞行的短周期飞行品质标准，基于等效系统的控制期望参数（ＣＡＰ）等准则依然适用，并作了增补；对于不能用低阶系统等效的飞机提出了诸发带宽准则等相应判据，这六种准则各有其侧重点和适用范围，较全面地反映了飞机短周期运动特性，共同完成对飞行品质的评判和预估。     

基于响应面插值的非线性气动弹性计算

飞翼、大展弦比低雷诺数气动布局容易在小迎角的条件下出现气流分离,会带来明显的非线性气动力问题,同时气动弹性带来的影响亦不可忽略。针对此类布局提出一种建立基于径向基函数插值的非线性压力系数分布模型的方法,利用径向基函数插值建立面元上压力系数对迎角导数的响应面,将压力系数积分并通过无限板样条(IPS)方法进行气动结构多次迭代插值实现非线性气弹分析。结果验证了该方法对于静气动弹性分析的有效性,同时能准确地反映弹性带来气动效率的降低和变形对升力及阻力的影响。