风切变对无人驾驶飞机超低空纵向平飞特性的影响

本文研究了风切变对超低空无人驾驶飞机近地平飞纵向运动特性的影响,给出了带和不带自动驾驶仪时考虑风切变的飞机纵向扰动运动方程,计算出不同参数变化时特征根轨迹和扰动运动过渡过程曲线,揭示出有关风切变参数、飞机速度静稳定性参数和自动驾驶仪参数对飞机纵向动态特性的影响。     

250座级翼身融合布局客机气动设计与优化

结合民机客舱结构设计参数和飞机总体设计参数要求进行气动布局设计,获得250座级翼身融合(BWB)布局客机初步气动设计方案.采用数值求解N-S方程的方法获得该布局在巡航和起飞条件下的纵向气动特性.结果表明,在巡航条件下α=2°时最大升阻比Kmax可达15.9.以固定巡航飞行升力系数下最小化飞行阻力作为目标优化了机翼展向几何扭转角分布.结果表明,优化后外侧机翼的负载减轻,减小了激波强度和波阻,从而提高了巡航升阻比Kcruise.Kmax由初始布局的15.9提高到20.7,Kmax由初始布局的15.4提高到19.2,与现役同座级客机接近.优化后起飞特性得到改善,巡航平飞时低头力矩减小,Cm0为更接近零的一小负数,利于操纵.     

鸭翼对盒式翼布局气动特性的影响研究

盒式翼布局带有前置鸭翼对飞机纵向力矩特性产生显著的影响。针对某盒式翼布局无人机,采用数值模拟方法研究鸭翼对盒式翼布局气动性能的影响,以及鸭翼安装角、鸭翼沿机身轴线的纵向位置和鸭翼面积对巡航状态下盒式翼布局气动性能的影响。结果表明:鸭翼可以提高盒式翼布局的最大升力系数和失速迎角,可以有效地调节纵向力矩,但是会使最大升阻比略微减小;在巡航迎角3°、巡航速度50m/s状态下,鸭翼安装角和鸭翼面积对盒式翼布局气动特性影响较大,而鸭翼纵向位置对盒式翼布局气动特性影响较小。综合考虑鸭翼的上述参数,可以显著提高盒式翼布局的气动性能。     

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。     

盒式机翼布局气动特性研究

采用基于S-A一方程湍流模型的雷诺平均法求解N-S方程,研究了盒式机翼布局前后翼几何参数对气动特性的影响规律,为盒式布局飞机气动设计提供参考。结果显示:随着前后翼垂直距离的增大,盒翼升力和升阻比均增大;增大前后翼的纵向距离,盒翼升力增加;盒翼气动性能对两翼纵向距离的敏感程度不及对两翼的垂直距离。     

飞机飞行载荷的简化计算方法研究

飞行载荷分析是一项复杂而繁重的工作,研究一种适用于方案设计阶段飞行载荷的快速分析方法,对于提高飞行载荷的计算效率具有重要意义。基于小扰动线性分析理论,归纳翼身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷、舵面铰链力矩的理论计算方法,以及升力面的气动载荷分布、惯性载荷分布、剪力和弯矩的工程计算方法。针对某型单座竞技飞机的飞行载荷,以外形尺寸、质量特性和气动导数作为输入,通过Matlab 仿真分析,得到各个部件的气动载荷、惯性载荷、舵面铰链力矩、剪力和弯矩等参数响应。结果表明：该简化方法能够根据较少的输入数据快速求解出各个动力学参数,计算结果可以作为方案设计阶段结构设计的载荷输入。     

小展弦比飞翼布局作战飞机垂直面机动性研究

比较分析了某小展弦比飞翼布局作战飞机与典型的常规布局战斗机F16在亚、跨、超声速范围的气动特性,相对而言,飞翼布局飞机具有较大的升阻比和较低的翼载荷.计算并分析了该飞翼布局作战飞机与F16在垂直机动面内的平飞加速性能和跃升性能,得到了由于布局和气动特性不同引起的飞翼布局作战飞机机动性的新特点.研究结果对飞翼布局作战飞机的设计和作战使用均具有一定的参考意义.     

湍流强度对S型风力机气动性能影响的研究

上游的建筑物、风力机群等会造成其下游一定空间范围内风场的速度、方向和湍流强度等参数的变化,这些参数变化会引起下游风力机气动性能的改变.其中的湍流强度指标是重要参数之一,本文即研究来流湍流强度对S型风力机气动性能的影响.利用fluent软件采用标准k-ε湍流模型和SIMPLE算法,数值模拟三种不同湍流强度对S型垂直轴风力机的性能影响.结果表明S型风力机风能利用性能随着来流湍流强度的增加而减小,在风力机处于湍流强度为10％的条件下,最大功率系数要比在低湍流强度0.2％下低50％左右.因此在实际风场中,欲增加风力机的气动性能,需要尽量减少风力机上游能够增强湍流强度的扰动物体.     

大气扰动下运输机空投过程建模与仿真分析

研究了三维空间风场下运输机空投货物舱内移动过程中的建模问题.基于矢量法,推导了扰动风影响下空投货物舱内移动飞行过程中六自由度动力学方程,给出了扰动风参数的计算方法.考虑风速沿机身和翼展方向非均匀分布引起的附加气动力作用,提出扰动风场中飞机气动参数修正的一般方法.仿真验证表明,强扰动风将对空投载机阻尼特性、稳定性产生较大影响.增大阻尼回路增益,接通气流角反馈能够改善复杂大气扰动下空投载机的响应特性.     

环翼机低速气动特性风洞实验研究

环翼机具有前、后翼,前翼后掠,后翼前掠,机翼在翼尖处连接,形成一个环状结构。为了解环翼的气动特性及环翼的几何参数对环翼机气动特性的影响,本文在低速风洞中对3种不同几何参数环翼飞机进行了纵向及横向测力实验,其中包括前、后翼几何参数改变对气动特性的影响。实验结果表明,与常规飞机相比,环翼机具有如下优点：诱导阻力小,失速特性好,操稳性能易于满足。实验得到的有价值结果,对环翼布局飞机的气动计算和合理设计具有重要意义。     

基于XML技术的结冰后飞机纵向稳定性计算

飞机结冰会使飞机的空气动力学性能恶化,严重影响飞机的稳定性和操纵性.因此,计算飞机稳定性对于保障飞机飞行安全具有重要的意义.本文通过基于XML建模语言技术,建立结冰后飞机气动增量模块计算飞机纵向稳定性.结果表明,用此方法可以方便快捷地计算飞机纵向稳定性.     

基于鲁棒伺服LQR的结冰飞机纵向控制律重构方法

由于防/除冰系统总会出现故障或者除冰不彻底,因此仅依靠防/除冰系统实现结冰条件下的安全飞行并非完全可靠,研究结冰后飞机控制律重构对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。针对飞机的纵向运动建立了结冰影响模型和纵向动力学模型,采用鲁棒伺服线性二次型调节器(LQR)最优控制设计了飞机结冰后空中飞行纵向控制律,模拟了飞机在俯仰姿态保持模式下遭遇不同严重程度结冰后的动态响应特性,并与常规PID控制进行对比。结果表明,所设计的控制律能够有效改善结冰飞机的飞行性能和飞行品质,准确跟踪给定的俯仰角指令,且抗干扰能力、动态性能以及鲁棒性均优于常规PID控制。为飞机结冰后的重构控制问题和自动飞行控制,提供了新的思路。     

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.     

Y12F飞机噪声局方并行试飞适航审定技术

民用飞机为获得型号合格证,应按照有关噪声适航规章条款进行噪声适航合格审定,噪声测试飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC和FAA发布的相关噪声适航文件为基础,研究了Y12F飞机噪声测试并行飞行试验所涉及的测试设备、试验场地、气象条件、飞行试验程序、数据测量和处理等方面的适航审定技术。所构建的噪声测试飞行试验适航审定方法,有效地指导完成了Y12F飞机噪声测试的适航验证工作,并完成CAAC和FAA同步审查,为获得CAAC型号合格证和FAA型号合格证奠定了基础。该研究成果可为螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机等新机型的噪声适航合格审定提供借鉴和指导,同时也可为意愿获取FAA型号合格证的申请人提供参考。     

飞机亚跨声速飞行操纵特性分析

针对中等展弦比、中等后掠角机翼布局的超声速飞机在亚跨声速飞行时遇到的操纵特性异常现象,通过估算飞机在海拔5 km高空的气动特性,获得了飞机的纵向平衡性能和静操纵性的变化规律.通过数值计算,得到了飞机在低空跨声速飞行时的操纵特性;分析了造成飞机在某些飞行速度下操纵跟随性较差、大速度飞行时俯仰操纵过于灵敏、不同速度下杆力变化大等现象的原因.针对亚跨声速区的飞行与操纵特点,给出了飞行操纵建议,以提高飞行安全.     

Stability,flying qualities and longitudinal parameter estimation of a twin-engine CS-23 certified light aircraft

This paper presents some results of the flight test campaign conducted on the Tecnam P2006T aircraft, on the occasion of its certification process. This twin-engine propeller airplane is certified under the normal category CS-23 and FAR 23. A prototype of this light aircraft has been tested in flight for a post-design performance optimization and for the assessment of flight qualities. These experiences have led to the application of two winglets to the original wing. The final configuration has been extensively tested for the achievement of CS-23 certification. The longitudinal and lateral-directional response modes have been assessed and quantified. At the same time the longitudinal airplane model, through a dedicated set of flight maneuvers, has been characterized by means of parameter estimation studies. The aircraft stability derivatives have been estimated from the acquired flight data using the identification technique known as Output Error Method (OEM). Some estimated stability derivatives have been also compared with the corresponding values extracted from leveled flight tests and from wind tunnel tests performed on a scaled model of the aircraft.     

民用飞机临界冰型确定策略浅析

分析了适航规章第25部121修正案中关于民机临界冰型的修订内容,提出大型客机结冰适航验证所用临界冰型的确定策略。针对飞机不同飞行阶段分析飞机结冰特征,对飞机不同部件开展结冰参数临界性分析,确定临界结冰条件,结合结冰数值预测和冰风洞试验手段提出相应的临界冰型确定方法;同时提出适航验证所需失效冰型、延迟冰型等特殊冰型的确定方法。根据性能、操稳和动力专业对于结冰临界性的不同要求,对比评估各种冰型对飞机影响的严重程度,最终确定飞机用于适航验证的临界冰型。本文可为大型客机的结冰适航验证工作提供参考。     

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.     

飞机的模型参考容错控制

 本文针对飞机内部元件或控制元件的故障,用检测滤波器理论设计了相应的故障检测器和故障参数估计器,并用Lyapunov稳定性理论设计了模型参考自适应容错控制律,从而保证了在内部故障情况下飞行控制系统的稳定性。     

民机地面最小操纵速度试飞技术研究

简要介绍了民机地面最小操纵速度(vMCG)的合格审定要求和原理,结合ARJ21飞机模拟器试验对飞行试验中影响vMCG的因素进行了分析并对试验数据进行处理。提出了ARJ21飞机vMCG的试飞方法,可为ARJ21飞机型号合格审定试飞和其它民机试飞提供参考。