共查询到20条相似文献,搜索用时 0 毫秒
1.
《西安航空技术高等专科学校学报》2017,(3)
针对传统舵面测量方法的弊端,提出了一种新型的舵面偏角自动化测量系统。通过分析测量系统各组成部分的工作原理及布局,对整体测量系统的设计及详细实现方案进行了论证,表明该新型舵面偏角测量系统能够节省人力、提高生产效率、缩短生产周期。 相似文献
2.
针对多操纵面飞机舵面损伤的快速故障诊断问题,提出一种直接估计舵面偏转量的自适应补偿观测器方法。首先,设计了增广观测器进行系统输入估计,并提出了自适应补偿方法解决其动态跟踪性能差的问题;其次,设计了一种新的自适应阈值以快速检测故障并降低虚警率;最后,利用舵面故障特点,采用重置初值的限定记忆最小二乘方法实现了对突变参数的实时估计,用以进行故障隔离。仿真结果表明:在不同的舵面损伤故障情况下,所提出的观测器方法能在20 ms内发出故障预警,并在0.22 s内确定故障位置,所采用的辨识方法可以在故障报警后的0.2 s内准确估计出损伤程度。 相似文献
3.
4.
5.
6.
多操纵面飞翼构型飞机舵面故障在线诊断方法 总被引:2,自引:0,他引:2
舵面故障会影响飞机的操纵性,为实现飞机的控制重构需在线诊断出舵面的故障信息.针对多操纵面飞翼构型飞机,提出了一种在线诊断其舵面故障的方法.飞翼构型飞机舵面故障在线诊断需辨识的操纵导数个数较多,直接使用最小二乘法难以精确辨识得到各操纵导数.基于限定记忆最小二乘法,采用分组辨识法对飞机的操纵导数进行辨识,减少了每次辨识操纵... 相似文献
7.
8.
跨声速操纵面嗡鸣的数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
我国的一些高速歼击机,在飞行中曾多次出现操纵面嗡鸣问题,它严重影响了飞机的性能和飞行安全,本文采用数值计算方法,对此问题做较深入的分析和研究。气动力计算采用Navier-Stokes方程,并采用LU-TVD混合差分格式求解由此气动力解操纵面的弹性振动方程,求出现嗡鸣的M数及振动的频率、振幅等参数。计算中采用B-L代数湍流模型,网格生成采用代数方法及保角变换方法,文中讨论了隐式算法在非定常气动力计算 相似文献
9.
针对NACA0012翼型舵面偏转问题,数值模拟了不同参数对翼型气动特性的影响。基于非结构动网格技术,采用ALE有限体积描述下的二维可压缩非定常N-S方程,计算通量采用Vanleer格式、时空二阶格式,利用Venkatakrishnan限制器抑制数值振荡。非定常计算结果表明,NACA0012翼型绕1/4弦点作周期性俯仰振动的升力系数和俯仰力矩系数结果与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性;在翼型舵面表面有分离区产生,升力系数和俯仰力矩系数形成滞回环,在亚声速情况下,滞回环幅值较小,进入超声速阶段以后,幅值增大,随着翼型间缝隙宽度逐渐增加,翼型升力系数和俯仰力矩系数与无缝翼型相比逐渐降低。 相似文献
10.
针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。 相似文献
11.
采用操纵调整片和具有气动内补偿的舵面,成功地实现了大型高亚音速飞机的人工直接操纵,也带来了调整片颤振问题。在型号研制中,我们以低速风洞颤振试验和数值计算两种手段进行了调整片和有气动内补偿舵面的多自由度操纵面颤振研究:致力模拟各操纵面的刚度,多铰链悬挂、气动内补偿和多自由度操纵系统,设计了某大型运输 相似文献
12.
13.
论述了波音737系列飞机主操纵舵面的配平原因和方法,探讨了舵面配平后飞行测试的相关要求. 相似文献
14.
通过自动生成复杂构型的非结构混合网格。采用格心格式的有限体积法以适应不同的网格单元,应用Spalart-Allmaras湍流模型进行绕三维舵面流动的N-S方程数值模拟,将部分计算铰链力矩结果与风洞试验结果进行了对比分析。说明了计算方法对粘性流动良好的适应性,分析了迎角、马赫数、雷诺数对舵面铰链力矩的影响以及计算方法的可靠性和计算结果的合理性。 相似文献
15.
16.
17.
Starship新型舵面形式气动特性数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
作为新型垂直起降的载人航天器,Starship采用了新型舵面控制方式,其通过前后两组可沿轴线方向偏转的翼面来实现对机体的控制。通过CFD数值模拟手段对该种舵面形式的气动特性进行了系统研究,得到了该种舵面偏转方式对飞行器升阻力和三轴力矩的影响,并分析了其内在机理。在小攻角下,Starship后翼为操纵面,其偏转对控制力系数的影响较为显著,偏转角度与控制力系数基本成线性关系;前翼偏转则对阻力系数的影响较为显著,偏转角度与阻力系数基本线性相关。后翼偏转角与俯仰力矩系数和滚转力矩系数的线性相关性较好,对偏航力矩系数也有耦合影响。前翼的偏转对偏航力矩系数的影响显著,同时与滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合较小。在大攻角下,尤其是在着陆阶段攻角大于90°的情况下,传统的襟副翼控制方式失效概率高,而新型舵面控制形式前翼和后翼偏转与三轴力矩系数的相关性仍非常强。其对于俯仰通道、滚转通道和偏航通道均能保持良好的操纵特性。 相似文献
18.
19.
鸭式布局导弹的滚转特性是抑制其性能提升的重要约束.采用数值模拟方法对鸭式导弹滚转特性进行研究,分析舵面后缘后掠角对其影响.以三维可压缩雷诺平均N-S方程为主控方程来模拟流场特性,湍流模型采用SST的κ-ω二方程,基于气动特性和流场特性分析研究了固定尾翼鸭式气动布局导弹的横滚特性.仿真结果表明,鸭式布局导弹的舵面后缘后掠... 相似文献
20.
可重复使用运载器等采用反作用控制系统(RCS)/舵面复合控制技术进行配平和控制,由于舵面和喷口的位置相距很近,同时工作时将产生相互干扰效应。采用非定常数值模拟方法,结合动网格技术和喷流模拟技术,针对可重复使用运载器外形开展了侧向喷流开启和关闭对舵面控制特性的影响研究,分析了飞行器俯仰运动对不同舵面操纵方式的动态响应过程。研究发现,在超声速来流条件下,侧向喷口前方的弓形激波会打到方向升降舵的下表面产生一个局部高压区,使得飞行器产生附加的低头力矩,导致喷流开启时的配平攻角相对关闭时要低约1°。同时,侧向喷流与襟副翼之间存在非定常、非线性干扰现象,在RCS/舵面复合控制系统设计时,需要对此进行一定的补偿。 相似文献