农林飞机超低空飞行大气紊流影响研究

在建立农林飞机超低空飞行时的大气紊流模型基础上,结合频域和时域两种计算方法研究了各种不同紊流强度下的大气紊流对农林飞机超低空飞行的影响,同时采用加速度综合评分的方法对其影响进行定量评估,最后给出了大气紊流对农林飞机超低空飞行影响的规律,对工程应用有一定的参考价值。     

适用于直升机飞行力学分析的三维空间大气紊流模型

发展了一种新的适用于直升机飞行力学分析的三维空间大气紊流模型。采用Dryden紊流模型生成给定空间点的时域离散紊流速度,在速度坐标系框架下,横向和垂向采用统计特性守恒的高斯插值法进行紊流场空间扩展,而沿速度的纵向采用时间序列延迟法扩展紊流场,最终形成覆盖直升机各个气动面的三维空间大气紊流速度场。将本文计算结果和国外经过飞行仿真验证的二维空间紊流模型结果进行对比分析,验证本文模型的有效性和正确性,研究二维和三维空间紊流模型的区别。结果表明:本文模型改善了二维空间大气紊流模型对俯仰角速度、横向速度和航向角速度响应计算幅值偏小的缺陷;紊流引起的直升机响应幅值随飞行速度和紊流强度的增加而增大,随飞行高度的增加而减小。     

飞机对连续大气紊流时域响应的数字计算

提出了一种新的计算方法—飞机对连续大气紊流时域响应的数字计算方法。论证和计算了这一方法的正确性和合理性：利用乘同余法产生均匀分布伪随机数，经过参数变换求出高斯分布的伪随机数；计算它们的均值、均方差、均方根、相关函数和功率谱密度，检查其统计特性；进行线性插值，利用差分方程解算Ｄｒｙｄｅｎ滤波器的时域模型，求出纵向各大气紊流分量的信号；给出解算连续大气紊流的飞机模型，求出飞机的时域响应。最后，分析并判断了大气紊流对飞机的影响。通过计算和分析表明，这种计算方法是正确可行的，它比频域分析方法更清晰、更直观和更为有效。并首次成功地用于飞行轨迹稳定性的地面模拟试验。     

JJ—7飞机对大气紊流的纵向响应

本文采用连续大气紊流的Dryden模型,对JJ-7飞机在晴空大气紊流作用下的纵向响应进行了较详细的计算及分析.得出一些有益的结论。计算结果表明,晴空大气紊流对JJ-7飞机的影响不大,在实际飞行中飞行员是可以接受的.     

野战环境下大型飞机超低空气动特性分析

针对野战环境下的大型飞机超低空飞行,采用CFD方法对地面存在前向或横向不对称障碍物时地面效应对气动参数的影响进行了数值分析,包括纵向稳定性和侧向摇晃等问题.研究结果表明,野战等非常规飞行条件下,地面不确定障碍物会造成大型飞机稳定性变差,严重时可能出现纵向点头和横侧向摇晃现象,容易导致触地危险.最后,从现代飞行控制理论角度提出了对常规布局大型飞机进行闭环控制的研究思路.     

数值模拟纵向隔热屏加力室热态流场

数值研究纵向隔热屏加力燃烧室的在三维贴体坐标系下燃烧整体流场,所用的数学模型有:k-ε模型、EBU-Arrehenius和二阶矩紊流燃烧模型及六通量模型等.数值分析两种不同几何形状、进口气流参数分布及紊流燃烧模型等对加力室内各气流参数、隔热屏和加力室筒体壁面温度分布的影响,计算结果与试验数据比较表明:不同几何形状对加力室紊流燃烧流场的影响要比进口气流参数分布大些,二阶矩模型更适用模拟紊流燃烧流动.      

垂直向大气紊流对飞行品质影响的地面飞行模拟试验研究

本文主要研究垂直向大气紊流对飞行品质影响的地面飞行模拟试验方法及试验参数的计算方法。试验选取了两个飞行状态并和美国 T—33变稳飞机的有关数据进行了比较。     

基于自然激励技术的颤振边界预测

为了预测紊流激励条件下机翼的颤振边界,基于自然激励技术提取紊流响应的自由衰减信号,采用矩阵束方法识别模态参数,最后通过Z-W(Zimmerman-Weissenburger)方法计算稳定性判据,拟合判据变化曲线并外推颤振边界.对平板机翼模型进行了数值仿真分析,对单独机翼模型风洞颤振试验数据进行了计算.结果表明:采用自然激励技术与矩阵束方法能够较准确地识别紊流激励响应的模态参数,频率识别误差小于6％,阻尼比识别误差小于30％,结合Z-W方法能够在较低风速较早地预测颤振边界,有助于提高试验的安全性.     

用于飞行仿真的空间大气紊流场生成与应用研究(英文)

研究了三维空间大气紊流场生成及其在大型飞机实时飞行仿真中的应用。分析了针对大型飞机飞行仿真的扰动风场的建模需求。通过在频域空间直接进行蒙特卡罗法随机抽样,经三维傅里叶逆变换获得空间大气紊流场。采用Von Karman模型,更加准确地描述大气紊流场特征。运用傅立叶变换的复共轭对称特性,保证最终生成实的紊流场。通过无因次化方法解决了变尺度和变强度的紊流场生成问题。针对生成的空间紊流场设计了紊流梯度的计算方法。针对飞机连续穿越紊流场的问题,提出基于空间对称扩展的紊流场扩展方法。经时域相关性检验证明,基于该方法生成的紊流场与传统时域方法相比,具有较好的空间互相关特性。最后针对Boeing747飞机,给出了一个在空间紊流场中的飞行仿真实例。与传统质点化模型的仿真结果相比,基于空间紊流场和四点模型的算法更能表现出飞机穿越紊流场飞行的随机特性。     

纵向阵风扰动下典型通航飞机俯仰角响应

为了研究飞机的纵向气动参数(CLα、CDα、Cmα、Cmα.、Cmq)以及平飞速度( Lw)、翼载荷(V0)等参数对抗风性能的影响,在满足 MIL-F-8785C中规定的一级飞行品质条件下:首先,选取 5种代表机型对其进行风场扰动下的动态响应仿真计算,得到了这 5种飞机在阵风风场和紊流风场扰动下的航迹和姿态角响应;然后,逐个改变飞机的纵向气动参数及平飞速度、翼载荷等参数,对不同参数的抗风性能影响进行灵敏度分析;最后,分析得到,对于同一架飞机,增加升力线斜率、俯仰阻尼系数、平飞速度这 3个参数的绝对值会让飞机纵向抗风性能变好,增加静稳定裕度、翼载荷这 2个参数的绝对值会让飞机纵向抗风性能变差。该结论可以为飞机设计过程中就如何提高飞机的抗 风性能提供参考。     

平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响

建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证.以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通过对比3种情况下飞机纵向气动参数的辨识结果,定量分析了平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响.结果表明:平尾积冰将导致飞机纵向气动特性恶化,俯仰阻尼可减小15％,升降舵效率可降低20％,对飞行稳定性、操纵性以及飞行安全构成一定的威胁.     

A practical filter error method for aerodynamic parameter estimation of aircraft in turbulence

It is common for aircraft to encounter atmospheric turbulence in flight tests. Turbulence is usually modeled as stochastic process noise in the flight dynamics equations. In this paper, parameter estimation of nonlinear dynamic system with both process and measurement noise was studied, and a practical filter error method was proposed. The linearized Kalman filter of first-order approximation was used for state estimation, in which the filter gain, along with the system parameters and the initial states, constituted the parameter vector to be estimated. The unknown parameters and measurement noise covariance were estimated alternately by a relaxation iteration method, and the sensitivities of observations to unknown parameters were calculated by finite difference approximation. Some practical aspects of the method application were discussed. The proposed filter error method was validated by the flight simulation data of a research aircraft. Then, the method was applied to the flight tests of a subscale aircraft, and the aerodynamic stability and control derivatives were estimated. All the estimation results were compared with the results of the output error method to demonstrate the effectiveness of the approach. It is shown that the filter error method is superior to the output error method for flight tests in atmospheric turbulence.     

DFBW飞机人-机闭环纵向着陆特性研究

本文根据试飞员的飞行体会和一组试飞曲线,提出驾驶员参数随着着陆过程变化的频率域模型,建立装有DFBW飞机的人-机闭环系统数学模型,编制非线性全量时域仿真程序,对纵向着陆过程动态作了全面的定量分析,其结果与装有MCS飞机的试飞情况吻合,验证了本文建模、程序可信度和精度,从而得出某DFBW飞机着陆特性是可被驾驶员接受的一些有益结论。     

使用频域极大似然法辨识飞机等效系统参数

在飞机飞行试验的数据处理过程中,采用频域方法是比较方便的。频域极大似然法则是一种有效的方法,它具有频域计算简单,同时估计又是渐进无偏和一致的优点。由于飞行试验数据是时域数据,使用这种方法需要使用FFT的方法将实测的时域数据转换成频域数据后再进行辨识。在军用飞机等效系统参数辨识过程中,取得了很好的计算结果。     

基于相平面法的结冰飞机纵向非线性稳定域分析

结冰是威胁飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰后飞机稳定性及稳定域范围对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。由于结冰后大飞机失速迎角提前,仅仅研究小迎角线性阶段的飞行稳定性显然不能满足要求。首先根据飞机迎角和升力曲线非线性关系建立了结冰条件下大迎角阶段飞机纵向非线性系统模型,然后通过相平面法刻画了迎角和俯仰角速度构成的不同飞行状态下飞机的纵向运动的稳定域,并探讨了迎角和俯仰角速度对纵向稳定性的影响规律,最后针对稳定域内外的不同初始状态,进行了零输入响应时域仿真,验证了相平面法确定的稳定域的有效性和准确性。研究结果可为飞机结冰后的稳定边界确定和边界保护提供一定的参考。     

超机动飞机飞行控制及大迎角飞行品质研究

超机动飞机飞行控制和大迎角飞行品质研究,对于强调超机动能力的第四代战斗机的飞行控制律设计、验证和试飞评定有着重要意义。以鸭式布局飞机为研究对象,应用推力矢量技术,结合奇异摄动原理和逆系统理论,设计了基于非线性动态逆理论的超机动飞行控制律。从过失速状态飞机空气动力的非线性和非定常迟滞效应、大气紊流等方面初步验证了控制律的...     

To a problem of aircraft control system design with given dynamic parameters

In the design of an aircraft at the stage of selecting its geometrical parameters, a method is proposed for evaluating the performance capabilities of manual control to ensure the quality of a given flight stabilization mode. The attainability of the given aircraft-pilot dynamic properties is evaluated by a frequency-domain method for permissible values of the aircraft and the pilot model parameters. The quality of the manual control for the longitudinal motion of the aircraft is evaluated.     

结冰飞机着陆阶段飞行安全包线确定及操纵应对策略

结冰会导致飞行安全包线收缩、严重威胁飞行安全,研究结冰后安全包线变化对于操纵应对策略设计及提高飞行安全具有重要意义。以美国国家航空航天局（NASA）的项目飞机GTM（Generic Transport Model）为研究对象,通过对飞机的气动参数进行多项式拟合,建立了结冰飞机纵向通道的动力学模型。为了得到能随结冰程度变化的安全包线,将可达性分析理论引入到对结冰飞机着陆过程的安全性分析。提出将正向可达集与反向可达集的交集作为飞行安全包线,其中可达集的确定是基于水平集方法求解哈密尔顿-雅克比方程的最优解。最后针对不同程度的结冰条件进行了操纵时域验证,并提出了相应的操纵控制策略。研究结果表明,轻度结冰对安全包线影响较小,整个着陆过程的飞行状态始终能在最优控制指导下保持在安全包线以内;但对于重度结冰,飞行安全包线收缩严重,常规操纵已经很难使飞机达到着陆要求,需要进行飞行状态改出处理。研究结果为指导飞行操纵及实时包线保护打下基础。