飞机大迎角飞行稳定判据分析

本文简单地推导并分析了各种有关飞行稳定的简化判据:大迎角横向稳定性参数 m~β_(ydyn),预测大迎角偏离运动的 pelikan 判据,针对急滚运动的 phillips 准则以及横向操纵偏离参数LCDP 等。然后从五自由度飞机运动方程组的导算子矩阵出发,利用 Hurwitz 判据,推导出一个新的综合稳定性判据 PN<0,PN=(Km_z~αcosα—LCDP)(LCDP—m~β_(ydyn))该判据综合了各已有筒化判据,并沟通了这些判据的相互关系。通过某架飞机的具体计算,表明该判据判断大迎角飞行稳定性比各已有判据都更准确,而且跟目前比较有效的大迎角分析的 BACTM 方法的结果取得了广泛的一致.     

大迎角时的附加偏航导数对飞机稳定性的影响

本文采用分析飞行参数时间历程灵敏度的方法,研究大迎角时因纵向参数而产生的偏航导数对于飞行稳定性的影响。文章对大迎角时产生的附加偏航导数进行了估值,然后通过比较包含或不包含这些特定导数或导数组合的时间历程,来考查这些导数对飞机大迎角飞行稳定性的不同影响。分析表明,某些附加导数对飞行稳定性影响严重。掌握与此有关结论对飞仉大迎角气动设计有着重要的意义。     

F-16飞机大迎角飞行偏离/尾旋特性分析

通过俯仰力矩系数随迎角的变化对F－16飞机的气动特性进行分析，并对其中大迎角时的偏离特性进行了剖析，通过计算给出了F－16飞机的m^βx,m^βy,m^δy,m^δyx,m^δyy,m^δyxy以及侧滑偏离参数（m^βydyn)和横向操纵偏离参数（LCDP）随迎角的变化曲线，最后通过m^βydyn和LCDP的综合，预测了F－16飞机的偏离特性，同时通过计算对尾旋运动特性和改出特性进行了研究，为分析F－16飞机大迎角飞行特性提供了理论依据。     

高超声速飞行器纵向飞行稳定域与迟滞分析

针对滑翔式高超声速飞行器纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了特征点单参数分岔图、平衡分支的稳定性和突变点,得出在大迎角飞行时存在较为严重的失稳现象;最后分析了多吸引点和迟滞效应现象.研究结果表明,滑翔式高超声速飞行器在大迎角飞行时存在严重失稳、多吸引域和复杂迟滞运动.此结果在实现飞行器稳定飞行和控制器设计方面具有很好的参考价值.     

传感器失效下的迎角信号重构

为保障在迎角传感器失效,且飞机处于大机动状态的情况下的飞行安全,提出了一种利用俯仰角速度重构迎角信号的方法并进行仿真验证。首先,分析了俯仰角速度重构迎角的原理;然后,在控制系统中建立重构控制律结构;最后,利用插值方法计算重构环节参数;仿真结果表明,设计的迎角重构方法能够限制迎角,为飞行员提供调整时间,保障飞行安全。     

四发螺旋桨动力自由飞模型动力学特性分析

采用自由飞模型研究螺旋桨动力飞机失速特性时,为了模拟螺旋桨动力,必须采用带动力模型,而螺旋桨动态特性会影响自由飞模型的动力学特性。为了提高自由飞模型试验效率,研究了自由飞模型飞行品质以及螺旋桨动态特性对飞行品质的影响,采用静态气动数据,初步预测了模型的大迎角偏离特性。研究结果表明,自由飞模型螺旋模态不稳定,试验中必须设计相应的增稳控制律,螺旋桨拉力动态显著增加了自由飞模型的速度稳定性;迎角大于10°之后,横航向力矩系数非线性明显,12～14°可能出现操纵偏离。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志,飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围,可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象,基于过失速机动飞行试验的数据,开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性,研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法;针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性,进一步构建深度神经网络,对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计,过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°,融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

飞机大迎角飞行问题研究综述

近距格斗在未来的空战格斗中仍不可避免,大迎角下精准且快速的机头指向能力是空优战斗机必须具备的基本特征,对提升飞机本身的生存能力和夺取制空权具有重要意义。本文根据国内外战斗机的大迎角飞行特点,对大迎角气动特性、风洞试验方法、气动力建模方法、非线性飞行动力学特性分析方法、大迎角控制律设计、飞行试验等方法进行了综合论述,对未来大迎角飞行问题的研究方向进行了展望。     

具有迎角／过载限制器的俯仰增稳系统控制律的研究

本文以JJ-6飞机为例,研究了采用具有迎角/过载限制器的俯仰增稳系统对该机在大迎角下稳定性和操纵性的影响.并根据该机在大迎角下的偏离/失速运动机理,探讨系统中限制器边界值确定的原则。研究结果表明,该系统具有抗偏离/失速的能力,进而可以防止尾旋发生。但在大迎角下过大的横侧操纵,飞机仍能进入尾旋运动。     

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。     

农林飞机近地作业飞行的横航向稳定特性

 分析了地面效应对飞机产生附加滚转和偏航力矩的气动新机理,研究了农林飞机近地作业飞行时横航向气动特性随高度的变化规律,推导了考虑地面效应影响时的飞机横航向静稳定性新准则,并分析了不同飞行高度时这些静稳定性的变化趋势。采用地效区内飞机的运动方程,计算并分析了农林飞机不同作业高度下的横航向模态特性及变化规律,并进行了模态特性的简化和验证分析。     

高机动性飞机大迎角全局稳定性研究

为了研究高机动性飞机大迎角时的全局稳定性,建立了飞机的非线性动力学方程和气动力模型。应用微分方程定性理论,通过对算例的分析,讨论了目前飞机设计中常用的稳定性判据(如(C_(nβ))_(dyn)和LCDP等)与平衡点处线化矩阵特征值之间的关系。结果表明这些判据可以从飞机在特定状态下的线化矩阵经简化得到。因此,它们只能预测大迎角的局部稳定性。若考虑全局稳定性则必须用本文所给的方法进行。最后,指出了平衡点和周期吸引子与机翼摇晃、偏离和尾旋之间的关系,并用时间过程作了验证。     

基于数字虚拟飞行的民用飞机纵向地面操稳特性评估

针对民用飞机设计方案纵向地面操稳特性的评估需求,面向适航标准的要求,提出了一种基于数字虚拟飞行的评估方法。基于适航条例要求提出了纵向地面操稳特性的量化判定准则,建立了飞机的地面运动模型和驾驶员操纵模型,以实现起降等特定地面运行任务的数字虚拟飞行,最终依据数字虚拟飞行结果和判定准则对飞机设计方案的地面操稳特性做出评估。应用此方法研究了某大型运输类飞机的纵向地面操稳特性。数字虚拟飞行结果表明:前翻倾向的严重情况发生在起降过程的高速滑行段,主轮刹车引起的机身前翻倾向是显著的,起落架纵向定位参数设计以及飞行进近参数选择均会对飞机的纵向地面操稳特性产生影响。     

A Criterion Based on Closed-loop Pilot-aircraft Systems for Predicting Flying Qualities

During the process of aircraft design, the mathematical model of pilot control behavior characteristics is always used to predict aircraft flying qualities (FQ). This is one of the important methods to avoid pilot-aircraft adverse coupling. In order to study the FQ criterion based on closed-loop pilot-aircraft systems, first, an experimental database is built, which includes 40 aircraft dynamics configurations and the corresponding flight simulation results. Second, the mathematical pilot models with a set of different aircraft configurations are obtained by this experimental database. Then, two FQ criteria, Neal-Smith criterion and Moscow Aviation Institute (MAI) criterion, are analyzed. And the relationship between the FQ level evaluated by actual pilot and the parameters of closed-loop pilot-aircraft systems is studied. Finally, an improved criterion of aircraft FQ is built based on the above two criteria. This new criterion is further used to predict FQ for four new aircraft dynamics configurations, and the prediction results verify its accuracy and practicability.     

低动压着舰状态下飞机的操纵特性研究

低动压着舰状态下飞机的操纵特性下降,导致轨迹角不能跟踪姿态角的变化,从而对着舰安全造成严重影响。首先通过剖析历史上已有的观点,提出研究低动压状态飞机轨迹角响应问题时应全面考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性。其次对两种动力补偿系统进行了分析,其中速度恒定动力补偿实际上对应速度稳定性和轨迹稳定性,而迎角恒定动力补偿兼具速度稳定性、轨迹稳定性和机动性增强。最后的仿真证实,考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性的迎角恒定动力补偿是全面的、可行的。     

倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析

倾转旋翼机的机翼端部装有一个可倾转的旋翼.所建立的倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析简化模型由一个机翼和一个螺旋桨旋翼组成.机翼承受垂向弯曲、弦向弯曲和扭转变形,螺旋桨旋翼的桨叶认为是刚性的并承受一阶挥舞和摆振.机翼和螺旋桨旋翼的空气动力学载荷由准定常片条理论得到.利用此模型在高入流状态下建立运动微分方程,对倾转旋翼机在前飞状态下的动力学稳定性进行计算,计算结果与Bell公司试验结果基本一致,表明该模型可用于倾转旋翼机的前飞动力学稳定性分析.      

K8V变稳飞机飞行试验验证系统

介绍了Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验验证系统的组成及功能,分别阐述了该系统的飞控软件综合验证子系统、机上地面试验数据采集与处理子系统和飞行试验数据处理分析子系统等三部分的组成、工作原理、以及在飞行试验各个阶段的不同特点和作用。通过Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验的应用,表明该系统能够满足变稳飞机的软件维护、系统验收试飞及后续的应用研究,具有实时,快速,准确,自动化等优点,可为Ｋ８Ｖ变稳飞机应用研究提供重要的支持手段     

飞机偏离预测研究之探讨

本文根据飞机偏离运动的特性,利用飞机非线性运动方程组的导算子矩阵研究副翼操纵时飞机闭环稳定性,获得了飞机偏离预测的新判据。通过对6架飞机偏离特性的计算,表明该判据简单有效切实可行,并且与Bihrle判据以及Weissman判据取得了较好的一致。     

电传飞行控制系统稳定裕度实时监控技术

介绍了电传飞行控制系统稳定裕度的实时监控技术,论述了该技术的应用方法和使用目的,给出了一种基于快速傅立叶变换算法的稳定裕度分析方法,指出了激励信号的选取原则,并对两种激励方案进行了比较,然后介绍了实时监控系统的组成,最后结合该技术在某型飞机定型试飞中的应用,阐述了该系统在包线扩展试飞中的重要作用。     

放宽静稳定电传客机纵向短周期品质评定方法

民用客机强调飞行的安全性和舒适性,由于设计与使用的特点,其短周期模态的自然频率、操纵灵敏度与带宽均较低,时间延迟较大,且一般采用不同于军用运输机的控制律构型。提出以军用规范作为参照的电传客机飞行品质评定及适航审定方法,是现代民用客机飞行控制律设计的关键问题。为改善某放宽静稳定构型客机的短周期飞行品质,设计了迎角、C^*和过载构型飞行控制律。按咨询通告AC25-7A所给出的操纵品质等级评定方法(HQRM),采用等效系统评定法、高阶频域法和高阶时域法评定了闭环飞机的短周期飞行品质及适航符合性。结果表明,军用规范条款对时延和带宽的限制对于客机可适当放宽。对于迎角构型,等效系统参数准则、带宽准则和俯仰速率响应准则均适用;过载构型评定应采用等效系统参数准则、俯仰速率响应准则;C^*属非常规响应构型,应采用带宽准则和俯仰速率响应准则评定。