H—6飞机在低空风切变中的动态响应特性和下滑航迹的研究

本文用修正的哈明预测校验计算方法,计算了H-6飞机在水平风的垂直切变和三向风切变的情况下的动态响应特性和下滑航迹的变化,并根据需要给出了改善飞机对风切变适应能力的自动驾驶仪结构,用快速数字仿真方法计算出了改善结果.     

飞机机动飞行时弹抛物体问题的研究

飞机在各种机动飞行过程中,因任务需要从飞机中弹抛一些物体。本文以歼××机在上升、俯冲、倒飞、定常协调侧滑、盘旋等各种机动飞行为基准状态,受到约等于飞机重量量级的扰动为例、讨论该情况下的运动方程:受扰动后动态响应计算;飞机弹抛物体时安全飞行包线的确定等有关问题。通过讨论表明飞机弹抛物体时的安全飞行包线应受到飞机弹抛物体后,扰动运动参数中升力系数(迎角)、高度损失、过载、侧滑角等参数的制约。     

飞翼布局折叠机翼变体飞机操稳特性研究

为了研究飞翼布局折叠机翼变体飞机的操稳特性,自行设计飞翼布局折叠机翼变体飞机,建立研究模型并进行简化处理。采用涡格法和工程估算法对机翼折叠过程中飞机的纵向和横航向静稳定性进行分析;采用小扰动假设,将飞机扰动运动沿纵向和横航向解耦,分别得到纵向扰动运动和横航向扰动运动对应的模态,分析机翼折叠过程对飞机动稳定性的影响;结合工程估算法和CFD仿真分析机翼折叠过程对飞机操纵性的影响。飞行试验结果表明:在飞行中机翼折叠后,飞机有进入俯冲的趋势,随着配平舵偏角的增加,俯仰运动逐渐不够灵敏;在操纵杆量相同的情况下,机翼折叠状态的俯仰运动响应较快。     

飞机平尾结冰检测

<正>飞机飞行时不可避免地受到外界干扰(如风扰动等)的影响。在外界干扰作用下,飞机飞行状态呈现不规律振荡,导致飞行稳定性变差。而飞机结冰后,冰层积聚在飞机表面,改变了飞机气动外形,进而改变了飞行控制参数,往往使飞机稳定性能更为恶化。飞机飞行时,一般均需在操纵系统中加入增稳控制系统,抑制飞行状态振荡,以更好地保持稳定性。飞行控制系统基于飞机的飞行动力学特性设计,需事先已知飞行控制参数。而对于结冰后的飞机,目前的结冰     

非对称投弹及非对称挂载补偿控制技术研究

针对战斗类飞机非对称投弹和非对称挂载这类情况,分析了投弹时横向扰动及纵向机动时横向耦合的机理,描述了其对飞行安全的威胁;通过引入所投弹质量、位置以及飞机法向过载,设计了非对称投弹/非对称挂载补偿控制律.仿真验证结果表明:该补偿控制律可消除上述两种情况下的横向扰动,有助于非对称投弹时飞机状态的保持,更重要的是提高了非对称挂载情况下着陆的安全性.     

大型运输机大气紊流动态响应计算(连续紊流、横航向)

本文用谱分量描述法计算了预定各状态中 A 机和 B 机的各种响应量的统计特性并进行了比较。此外还考虑了自动驾驶仪对紊流作用的改出能力。本文还选用了“乘客舒适性”评定法判定了两机的乘座品质。计算结果表明,小航程晴空紊流情况下,A 机的所有状态及 B 机的大部份状态均是“舒适”的。大航程晴空紊流中,两机的大部份状态均近于“非常舒适”。巡航飞行范围内A 机的各种响应特性变化甚微,且在晴空紊流情况下,巡航飞行范围内都具有良好的响应特性。在风暴紊流巡航飞行中是“不舒适的”的。对于小航程风暴紊流情况起飞过程是“不舒适”,大航程风暴紊流情况起飞过程是“非常不舒适”,所以应避免于风暴紊流中起飞。     

大展弦比飞机运动稳定性建模及分析

随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用,现代飞机气动弹性效应越来越显著,刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显,在分析弹性飞机相关问题时,应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。本文在一般体轴系下综合考虑了飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度,建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程,通过在配平状态下引入小扰动运动假设,以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式,建立了大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程,并对纵向运动稳定性进行分析计算。针对文中构型飞机,运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析,非线性计算方法所得颤振速度更小,而且失稳模态亦发生变化,对于飞行力学模态而言,长周期模态稳定性变差,在计算速度范围内出现失稳的现象,由此说明机翼大变形对飞机稳定性所带来的影响。     

大飞机机翼结冰对飞行动力学特性影响研究

机翼结冰会严重影响飞机的气动特性,威胁飞行安全。采用线化小扰动分析方法和非线性全局稳定性分析方法,对大飞机机翼对称结冰情况下的飞行动力学特性展开研究。研究结果表明:机翼结冰主要影响飞机的升阻特性,使得平衡迎角和需用推力增大,临界迎角和运载能力下降,对起降特性尤为不利;在操稳特性方面,机翼结冰会影响纵向短周期模态自由振荡频率,在少数情况下会降低短周期模态的阻尼比,同时操纵升降舵以及水平安定面进行纵向操纵时,在少数飞行状态下会出现不稳定情况。     

极限环振荡和飞行颤振试验

极限环振器（ＬＣＯ）是在飞行颤振试验及相关的试验中出现的一种振荡现象,是在所承受周期性作用力的结构,控制面或外挂物上发生的,其振幅既不随时间增加（发散）,也不减少。该现象可能是严格的气道问题（颤振）,也可能包括自动飞行控制系统的动力学特性（本文中未提到）,或者可能是两种问题的结合（气动伺服弹性）。由于在飞行状态下,从小的正阻尼运动变化到小的负阻尼所需的变化可能非常小,所以,从ＬＣＯ快速进入发散状态     

微下击暴流的流体动力学模型

与风暴相关的下击暴流现象产生一股类似于从空中指向地面的喷流。本文应用经典流体力学理论,借助于奇点分布方法所产生的流场,模拟了下击暴流接近地面部分的风速矢量分布。三维模型能产生水平、侧向和垂直方向的风切变。流体动力学模型对于研究在有暴风存在的条件下的飞机起飞和着陆具有实际的应用价值。它可以应用于数学仿真或“在线”、实时飞行模拟。     

Y7—200A飞机供输油系统的安全性分析

一、概述我国自行设计、研制的 Y7—200A 飞机是一种上单翼、双涡桨的中短程客机。这种载客60人,最大使用巡航高度7620m 的新型飞机,供输油系统采用了燃油引射泵代替通常使用的交直流式电动离心泵向发动机供油。这套系统的设计、研制在我国尚属首次,它的工作好坏将直接影响飞机的飞行安全。因此,它的工作可靠性和安全性就显得非常重要。现代民用飞机的发展,对燃油系统提出如下要求:(1)在任何给定的飞机飞行状态及高度,包括飞机受到负过载作用在     

某型教练机副翼拉杆应力水平测试分析

飞机副翼拉杆是控制飞机飞行姿态非常重要的执行机构关键部件之一,其能否有效动作是保证飞机安全的重要环节。飞机交付使用后,副翼拉杆很少进行维修维护,但对于高龄飞机,副翼拉杆的结构疲劳可能会引起裂纹隐患,需要对在飞行状态下拉杆特定部位的应力进行测试与分析。文章对某型教练机的副翼拉杆进行了应力水平分析,并构建测量系统,进行了测试验证,为副翼拉杆的疲劳监控提供了证据。     

非对称结构损伤飞机鲁棒容损控制器设计

当飞机发生非对称结构损伤时,飞机的质量、重心位置和气动特性都会发生突变,飞机机体的对称性遭到破坏,致使飞机的横纵向间运动产生强烈的耦合。针对飞机发生非对称结构损伤时导致的飞行控制问题,建立了非对称结构损伤飞机的损伤模型,并基于一种新型鲁棒容损控制策略,采用非线性扩张状态观测器和非线性动态逆相结合的方法,对飞机的姿态控制器进行了设计,兼顾了飞机系统的性能和对损伤的鲁棒性。最后,基于NASA的通用运输机模型,对所设计控制器的控制效果进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的姿态控制器有效地抑制了非对称结构损伤给飞机控制系统带来的不确定性和扰动,具有较好的控制性能。     

速度矢量滚转的运动学及气动力分析

速度矢量滚转定义为飞机在保持定常迎角的情况下,围绕其瞬时速度矢量所产生的无侧滑、速度保持为常值的旋转运动。对于典型的战术飞机,最大俯仰力矩是飞机方位的函数,在水平轨迹中出现在倾斜90°的情况,此时飞机的滚转速率达到峰值,迎角超过45°。最大滚转力矩依赖于滚转模态时间常数。对于较小的滚转时间常数（快速响应）,最大滚转力矩出现在最大滚转加速度、零迎角,基本与飞机的方位无关;对于较大的滚转时间常数,最大滚转力矩出现在最大滚转速率、迎角最大、倾斜角180°的水平飞行中。最大的航向力矩出现在最大滚转加速度、迎角最大时,基本与飞机的方位无关。     

飞行管理系统中飞行计划模块的功能设计与仿真实现

飞行计划模块包括飞行计划管理、航迹优化计算、飞行中实时执行等子功能模块。首先研究了飞行计划的人工创建、自动创建、状态管理等功能模块的实现方式;然后研究了水平航迹(水平计划)合成、三维航迹(垂直轨迹)优化和四维航迹生成模块的实现方式;对于飞行计划的实时执行功能模块,研究了由于危险天气、空管限制、飞机构形等因素限制而进行计划偏离、直飞、等待、激活备用计划、航路备降、盘旋等待等功能模块的实现方式;最后以波音737-800飞机的相关数据为例进行了仿真计算,研究结果可为飞行管理系统的研究提供参考。     

弹性飞行器大机动飞行气动特性分析

针对两种不同气动布局的前、后掠翼无人机,采用CFD/CSD松耦合方法,对弹性飞行器承受过载为10和20情况下的气动特性与刚性飞行器进行了对比分析。计算结果表明,与刚性飞行器假设情况相比,考虑过载作用下的弹性前掠翼飞机升力减小、阻力减小;而弹性后掠翼飞机的升力增大、阻力增大;两种气动布局的弹性飞行器与刚性情况相比,升阻比都略微增大,而且俯仰力矩系数明显增大。这对于飞行器纵向气动操纵特性会产生较大影响,同时也说明在大机动飞行过程中计入飞行器的弹性变形是非常必要的。     

波浪情况下民机水上迫降性能数值分析

为了研究波浪情况下民机水上迫降性能,选用计算流体力学的有限体积法求解非定常不可压缩RANS方程,基于VOF法、整体动网格法、斯托克斯五阶波浪模型和自适应网格技术,以空客A320-200为研究对象,按照适航规章相关要求与建议,构建了民机水上迫降数值仿真模型。首先,对比分析了静水面和波浪水面下飞机水上迫降过程。结果表明：相同初始飞行参数下,波浪水面下最大水平过载为2.42 g,是静水面的1.09倍;最大垂向过载为4.82 g,是静水面的2.82倍。2种情况下,空气垫效应和潜水现象明显,碰撞初段,飞机均受到吸力作用;波浪情况下,跳跃现象出现,但并未对飞机的运动过程产生剧烈影响。其次,研究了波浪参数对水上迫降性能的影响。分析结果表明：同一波峰撞击阶段内,波高越高,则最大水平过载和最大垂向过载越大;波长越长,则最大垂向过载越小;波高越高,波长越长,则最大下沉速度越大。     

对几种过失速机动的讨论

过失速机动是指飞机在超过其失速迎角之后仍能按照飞行员指令完成的战术机动。过失速机动的特征是高俯仰速率达到过失速迎角,绕速度矢量滚转或偏航,实现小速度、大迎角状态快速机头指向或防御机动,而后推杆低头增速。 一般来说,大迎角状态不利于飞机的航迹机动,但对于偏转机头实施最快的对敌指向,或在转弯中尽快减速和改变飞行方向,引诱敌机冲过目标,则是非常有用的。 大迎角(如70°)状态绕速度矢量的滚转(无侧滑或协调滚转)实际上是由以绕机体轴偏航为主、绕机体轴滚转为辅为辅的复合运动来实现的。即当迎角超过一定值之后,绕体轴的偏     

喷流对飞机尾流涡影响的试验研究

飞机产生的尾流涡,特别是大尺度的翼尖涡,对尾随其后的飞行器是非常有害的,本文旨在探索利用飞机发动机产生的喷流加速尾流涡消亡的方法。试验采用简化的飞机模型(有尾翼),建立了包含一对翼尖涡及一对反向旋转的尾翼涡(通过以负迎角安装尾翼得到)的4涡尾流系统。在无外来扰动的情况下,不同的尾翼设置下得到的尾翼涡对翼尖涡的作用效果不同,有的能导致翼尖涡提前消亡,有的则不能。考察了不同强度的喷流对不同4涡尾流系统的影响,且作为对比,对无尾翼(2涡系统)及无喷流下的各种情况也分别作了观测。试验在拖曳水槽中进行,运用体视粒子图像测速(SPIV)技术,观测了与模型拖曳方向垂直的、从机翼后缘到下游约45翼展间均布的一系列切面。结果表明:当喷流直接作用于涡时,其效果主要取决于两者之间的初始距离及相对强度;而当喷流作用于整个4涡尾流系统时,其引入的扰动对不同的系统均能起到一定程度的改善作用,这种作用的关键在于利用喷流优化对翼尖涡进行扰动的机制,而不仅仅取决于喷流的强度。     

历史名机德国VJ-101C超声速垂直起降验证机

<正>1956年,德国国防部出于对新型截击机的需求,选中亨克尔公司和梅塞施密特公司联合研制VJ-101C,共组装了两架原型机:X1和X2(图为X2)。VJ101C共装备6具罗罗RB-145喷气发动机(翼尖各2,机身纵列2)。起飞时,翼尖发动机短舱垂直向下喷气,机身发动机全开,当飞机升到一定高度时,翼尖发动机逐渐转为水闰,最后关闭,依靠机身发动机进行常规飞行。1963年4月10日,X1进行首次悬停试飞。1963年9月10日,X1第一交测试从悬停转向水平飞行。1964年7月,X1在飞行中速度达到马赫数1.08,成为世界上首架超声垂直起降飞机。1964年9月14日,X1因自动驾驶仪缺陷导致坠毁,但飞行员幸免于难。1964年10月,X2开始地面试验(如图),1965年6月进行首次悬停飞行,1965年10月22日,X2完成了从悬停向水平飞行的转换,X2与X1最主要的区别就是翼尖发动机换成了带加力燃烧室的RE-145R喷气发动机,设计人员在利用X2尝试了新的短跑起降(RVTO)。