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针对某机自动驾驶仪定型试飞出现的高空振荡问题,揭示了空速管气路延时是造成高度稳定(定高)系统高空振荡的根本原因。文中研讨了飞行包线内运动粘性系数及与其关联的气路延时的变化规律。推导了相位超前网路的参数特征,给出用超前校正网络补偿气路延时的设计方法,试飞证明该法有效地补偿了气路延时,解决了自动驾驶仪高空振荡的关键技术问题。 相似文献
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目前,零压气球和超压气球固有的不足限制了高空气球的飞行能力。提出了 1种无需消耗压舱物和浮升气体即可实现昼夜高度自稳定且能够长时间迂回飞行的临近空间串联气球系统。结合了 2种气球的优点,避开了现阶段高空气球发展遇到的困难。建立了昼夜飞行高度一定的串联气球系统的数学模型,设计了能够利用准零风层风场条件实现迂回飞行的串联气球系统,通过与单一零压气球系统对比,验证了该系统的优势。数值仿真分析了零压气球形状、系统设计高度对超压气球尺寸、最大超压量等关键参数的影响,为设计飞行性能更好的系统提供了重要参考依据。 相似文献
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邱兴海 《燃气涡轮试验与研究》2006,19(1):11-16
本文通过不同进口条件下的某型发动机低压压气机和高压压气机特性计算,研究分析了该压缩系统在高空条件下的气动稳定性。计算结果与压气机地面特性试验、整机高空台模拟试验结果符合性良好,可作为确定该发动机压缩系统高空稳定工作范围或适应性改进的理论依据。 相似文献
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基于特征值和特征向量的测量参数选择 总被引:1,自引:1,他引:0
研究了航空发动机气路故障诊断中测量参数如何选择的问题。利用发动机故障诊断矩阵,提出了基于特征值和特征向量比较不同测量参数选择系统之间优劣的简易快速算法,该算法可以从几何角度直观地展现整体解空间和解矢量的方向等变化情况。通过一个单轴涡喷发动机测量系统对比案例有效地表明:地面测试系统的最大与最小特征值比为33,机载系统的最大与最小特征值比为1008,在该单轴涡喷发动机气路故障诊断方面,地面测试系统比机载系统明显更有利于气路故障诊断。该算法可用于优化机载发动机测量传感器布局、台架测量系统中测量传感器布局,指导工程中测量参数的选择等。 相似文献
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为了探究双气路内并联进气系统固定马赫数下模态转换过程中的分流板调节策略,利用数值计算与地面试验验证相结合的方法,研究了Ma3.5条件下双气路进气系统在典型分流板位置的流场干涉机制,获得了不同出口反压条件下双气路进气系统的总体性能和流场变化规律。研究结果表明:分流板高度调节影响高低速气路的总体性能,为避免高低速气路之间的流动干扰,引起流量剧烈变化,模态转换过程中提供推力气路的正激波应不被推出分流板前缘;数值预测的密度梯度与试验纹影预测的波系结构高度吻合,数值计算结果表明高低速气路出口反压比变化直接影响分流板附近高低速气路的波系结构,二元喉道段的流场具有明显的三维分布特征;采用抽吸孔和泄流缝的流场控制措施有效提高进气系统的起动性能,分流板相对高度0.702条件下进气系统抗出口反压比能力从28提升到32;采用双S弯扩压器设计,低速气路临界反压比条件下的出口平均马赫数和总压畸变度控制在0.3和0.09以下。 相似文献
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大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。 相似文献
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张志宏 《燃气涡轮试验与研究》2009,22(2)
发动机高空台测试系统是高空台的一个重要组成部分.本文介绍了涡轴涡桨发动机高空模拟试车台测试系统的功能与特点,通过分析试验参数测量的特点对测试方案选择、硬件组成和软件开发作了详细的说明.实际使用结果表明:该测试系统性能稳定可靠、功能完善,是一套值得推广的通用车台测试系统. 相似文献
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为了深入探究贫预混燃烧中的燃烧不稳定特性并发展有效的控制方法,通过数值模拟的方法,详细分析了当量比、旋流数、预混气初温对燃烧不稳定的影响规律,并尝试把穿孔板背腔用于模型燃烧室燃烧不稳定的控制研究中。研究发现该模型燃烧室的压力振荡为径向自激振荡模式,旋流强度和当量比对贫预混燃烧的稳定性具有重要影响作用,预混气初始温度的不同,对室内的一阶振荡频率和声压级影响不大,穿孔板背腔可以用来抑制燃烧室内的不稳定现象,当穿孔板背腔长度增加到60mm时,室内的声压级降低了19.35%。 相似文献
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现有飞机的气压高度表误差往往较大,如Ma_∞=0.9时高度误差达300m,严重影响了飞机的低空、超低空飞行。为了减小气压高度表的指示误差,通常采用补偿方法。气动补偿是有效的方法之一。 由于机头及进气道的阻塞作用,机头前方将产生一个正压场。受正压场影响,有限长空速管所测静压并非飞机所在高度的真实静压,其中包含较大的静压误差C_(pw)。气动补偿原理就是选用特定外形的补偿空速管,使气流流经静压孔时产生一定量的补偿负压 相似文献
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超低空飞行的航空拖靶需要高精度的高度控制,而作为试验和训练的消耗性装备,其低成本设计要求使得航空拖靶不能采用常规飞行器的高度控制方法。针对以拖曳力为飞行动力的航空拖靶,研究其基于非姿态控制的定高飞行的运动特性。定高飞行航空拖靶采用高稳定性的气动布局,并基于准直接力控制的升降舵面进行高度调整操纵。通过建立拖靶的纵向运动数学模型,设计非姿态控制定高飞行控制方法,详细分析拖靶气动特性,并进行定高飞行控制的仿真计算。计算结果给出拖靶的高度控制能力及飞行状态,结果表明拖靶具有一定的高度调整能力,可以实现定高飞行。 相似文献
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静压源误差修正及其在大气数据计算机的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
静压源误差直接影响飞机战术性能的发挥,是飞机设计、大气数据计算机研制及飞行试验面临的重要课题之一。本文从工程实践角度出发,分析静压源误差及其影响因素,以及静压源误差的修正。 相似文献
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“长空”超低空无人驾驶飞机的飞行控制系统 总被引:3,自引:0,他引:3
本文介绍“长空”超低空无人驾驶飞机的飞行控制系统。这是我国首次将单片计算机应用到无人机的飞控系统。文中对方案选择,控制规律以及为满足超低空飞行高度精度的要求所采取的技术措施作了详细的阐述,通过试飞,鉴定、供靶,说明这一套数模混合式飞控系统的设计是完全成功的。 相似文献
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针对一起由静压孔堵塞造成的空难事故,对飞机全静压系统静压孔堵塞后,座舱仪表显示的空速九进行了分析,讨论了静压孔堵后仪表显示和马赫数的特点,给忆堵塞后不准确的座舱仪表显示数值估算起初空速和马赫数的近似公式,以及判断静压孔堵塞的方法和静压孔堵塞后应采取的措施,可供飞行训练部门和飞行人员参考。 相似文献
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阐述了攻角测量误差的成因和攻角试飞校准的必要性。选定机头空速管攻角传感器为攻角试飞的测试基准,分析其攻角探测特性,并运用细长旋成体理论重点计算了机体绕流对攻角测量的影响量。探讨了攻角试飞测试基准的误差修正问题。 相似文献
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针对火星稀薄大气环境进入器气动特性问题,以类火星科学实验室外形为例,计算分析火星稀薄大气真实气体效应对气动特性的影响,给出火星高空稀薄环境下的气动特性规律。研究发现,随着飞行高度的增加,稀薄度增加,激波脱体距离、激波厚度增大,激波强度减弱,明显的激波结构逐渐消失,流场等值线更趋于圆弧状分布;真实气体效应使得迎风面压缩及背风面膨胀增强,轴向力、法向力及顶点力矩系数等预测结果与完全气体模型预测结果相比绝对值偏大;随着稀薄度增大,轴向力、法向力及顶点力矩系数等绝对值增大,在同样的迎角下,随稀薄度的增加,纵向压心前移,进入器的静稳定性变差。 相似文献