K—8飞机操稳特性试飞

主要介绍Ｋ－８飞机在鉴定试飞中的操纵性，稳定性试飞方法和结果，其中包括起飞，着陆，速度稳定性，过载稳定性，机动点，中性点的确定，同时还对纵向模态特性，横侧静稳定性，操纵性，滚转效率，横侧动态特性进行了测定，并在各特性的测定中谈了飞行体会。     

K－8飞机操稳特性试飞

主要介绍Ｋ－８飞机在鉴定试飞中的操纵性、稳定性试飞方法和结果，其中包括起飞、着陆、速度稳定性、过载稳定性、机动点、中性点的确定，同时还对纵向模态特性、横侧静稳定住、操纵性、滚转效率、横侧动态特性进行了测定，并在各特性的测定中谈了飞行体会。     

联翼布局多控制面纵向配平特性研究

采用多控制面配平是联翼布局临近空间长航时无人机提高升阻比、延长航时、降低起飞重量的重要措施。针对某联翼布局的临近空间长航时无人机,利用CFD计算和工程估算相结合的方式,研究了其多控制面纵向配平时的气动特性和对起飞重量的影响。结果表明,采用多控制面设计并选择合适的配平模式,可以保证在良好的配平姿态和配平纵向静稳定性下,有效提高配平升阻比,降低起飞重量。     

飞翼布局无人机着舰飞行动力学分析

飞翼布局无人机具有独特的气动特性,研究飞翼布局无人机着舰飞行动力学特性对设计无人机着舰控制律具有重要意义。针对飞翼布局无人机着舰下滑飞行过程,建立六自由度飞行动力学模型,并通过对着舰飞行轨迹稳定性的分析,根据飞行品质对飞行轨迹稳定性的约束,计算达到一级飞行品质要求的着舰飞行速度。通过配平计算和小扰动线性化处理,得到无人机着舰下滑运动线性模型,并分析无人机纵向和横航向的固有模态特性。结果表明,飞翼无人机着舰下滑过程中,纵向的长、短周期模态及横航向的滚转和螺旋模态收敛但收敛慢,荷兰滚模态发散。     

普惠公司二维收敛-扩散喷管

在70年代初期,人们预测到下一代先进战斗机应具有机动性高、操纵性强、起飞着陆距离短以及隐身性好等特点,因而要求飞机和发动机进行一体化设计,而推力矢量/反向喷管是满足上述要求的一项重大措施。由于二维喷管有与双发飞机的后机体匹配性较好,安装阻力小等优点,所以美国NASA和军方和工业部门制定并实施了一系列的二维喷管计划。在空军飞行动力实验室和NASA的二维喷管试验计划中,测取了五种二维喷管方案(图1)的巡航阻力、推力矢量和增升的气动力数据,评估了其内部特性和安装特性。     

介绍一种新的通用航空层流翼型

通用航空飞机最好使用层流翼型,但是过去层流翼型的研究一直未能得到理想的效果。例如,有些层流翼型在前翼表面受到污染(雨水、尘土、昆虫等)后,最大升力系数会有重大的损失,从而大大减小了飞机的起飞/着陆性能。如果这种污染在起飞/着陆过程中发生,就会直接威胁到飞行的安全。又如,许多层流翼型为了保持有利的压力梯度,采用了后加载翼型,结果会因为增加了翼型的低头力矩而不得不付出配平阻力的代价,同时给安装后缘操纵面带来一定的困难。     

图片消息

F/A-18E/F完成初步海上试验今年1月18日,麦道公司的F1号F/A-18E/F“超黄蜂”海军战斗机在美国“约翰C.斯藤尼斯”号航空母舰上成功地进行了首次拦阻着舰试验,并在随后的5天中完成了初步的海上试验工作。试验期间,该机共进行了64次舰上拦阻着陆和发射起飞,以及54次连续起飞试验。试验表明,该机的着陆通场速度比F/A-18D/C的降低了10节。随后,该机将开始武器试验,并在完成这项试验后,于1998进行海上试验。     

战术弹纵横向气动力计算方法

本文介绍一种计算中等攻角、中等侧滑角情况下正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力特性的方法。它是一种数值计算与工程计算相结合的方法。位流气动力通过求解线性偏微分方程获得,粘性分离产生的非线性气动力通过对一系列脱体涡的计算获得。方法中考虑了翼面与尾面间近距干扰和远距干扰的影响。本方法可用于计算来流马赫数为0到3.5左右、攻角和侧滑角为0°到20°左右、正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力系数。计算结果与实验数据比较,有良好的一致性。     

鸭式布局地效飞行器空气动力设计及数值研究

利用FLUENT软件求解定常不可压N-S方程和Realizable κ-ε湍流模型,对设计的鸭式布局地效飞行器在不同高度和迎角下的全机流场进行了数值模拟.研究分析了该鸭式布局地效飞行器的空气动力特性及其流场结构,并探讨了鸭式布局地效飞行器的纵向静稳定性,阐述了S型翼型机翼提高纵向静稳定裕度的机理.研究结果表明,该鸭式布局地效飞行器设计具有良好的气动特性及纵向稳定性.     

前飞直升机发动机失效时自转着陆分析

对直升机在发动机失效、进入自转、自转着陆等过程的稳定性、操纵性进行了系统地讨论,并分析了安全实现完全拉平着陆和滑跑着陆的方法.     

航空制造业

波音鸭式旋翼/机翼飞机开始试飞BoeingCRWMadeTrialFlight2003年12月9日,波音公司研制的鸭式旋翼/机翼(CanardRotor/Wing,CRW)概念验证机在位于美国亚利桑那州尤马的美国陆军试验场完成了其首次悬停飞行。在试飞中,CRW先进技术验证机(被称为X-50A蜻蜓)于美国当地时间飞行了大约80秒钟。它从发射场垂直起飞,到达地面上空12英尺的高度后悬停,然后垂直着陆,这标志着试飞项目的启动。CRW将固定翼飞机的速度和航程与旋翼飞机的灵活性结合起来,是一款创新性的飞机。按照设计,CRW的旋翼不仅能在飞机垂直起落时旋转,而且还能在飞机飞行时…     

小升阻比载人飞船返回舱的外形设计

载人飞船返回舱的外形设计要满足稳定性、操纵性、配平升阻比、最大过载、最大热流、最大总加热量、机动能力、着陆精度和容积系数要求。小升阻比返回舱的形状以球冠倒锥形为最优。文中简要地介绍了返回舱外形的选择方法，对球冠钝度、倒锥角、大头拐角相对曲率半径、长细比和最大横截面直接等主要参数的选择作了研究，得出了定性与定量的分析结果。     

H—5飞机着陆跳跃复飞的可行性探讨

阐述了Ｈ－５飞机大速度着陆跳跃时加油门增加推力可改善飞机的稳定性和操纵性。在使用正常方法修正着陆跳跃将危飞行安全时，可采用加油门复飞改出跳跃。加油门时机应选择在跳起最大高度之前，根据飞机运动趋势，采用短促脉冲式操纵，并注意保持飞机姿态，以利改出跳跃。     

鸭式布局地效翼数值研究

针对地效飞行器气动特性和纵向静稳定性这两个重要问题,应用数值模拟的方法对鸭式布局地效飞行器进行了研究。在鸭式布局中,主翼和鸭翼互相干扰,流场比较复杂。简化了地效飞行器模型,只考虑了主翼和鸭翼,通过改变鸭式布局地效飞行器中鸭翼相对主翼的位置和角度,分析其对气动特性和纵向静稳定性的影响。     

鸭式布局地效飞行器纵向静稳定性数值研究

针对地效飞行器纵向静稳定性这一重要技术问题,应用数值模拟的方法对鸭式布局地效飞行器的纵向静稳定性进行了研究。首先对传统布局与鸭式布局纵向静稳定性的特点进行了对比分析;然后,通过改变前置鸭翼展弦比分析其对纵向静稳定性的影响。研究结果对地效飞行器的气动布局设计和研究有一定的指导和参考价值。     

小型无人涵道飞行器飞行动力学特性

为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度.     

三翼面CRW飞机纵向最优配平点研究

从飞行性能和控制效能两种优化角度,对三翼面鸭式旋转机翼(CRW)飞机的配平情况进行了研究。采用了物理意义明确的数学方法对CRW飞机进行配平计算,并用两种优化方法对配平状态进行了优化,以得到目标函数下的最优配平状态(最优配平点)。同时验证气动导数估算方法,为CRW飞机的进一步研究奠定了基础。     

运×飞机在土跑道上起飞着陆试飞的体会

一、概述运×飞机为我国测绘仿制的中型军用运输机,用来空运武装部队、货物和空降、空投伞兵及各种大型货物、装备等,也可作民用货机。它具有在标准强度大于8～9公斤/厘米~2(滑行速度5～10公里/小时,轮辙深不大于7～8厘米)的土跑道上起飞、着陆能力。在土跑道上起飞、着陆在我国多发动机的运输机上还是首次进行。验证试飞结果表明,运×飞机与原型机的起飞、着陆性能是相符的。经过试飞取得了中型运输机在土跑道上起飞、着陆飞行的一定经验。     

F／A—18E／F“超级大黄蜂”侧风起飞着陆包线扩展试验

F／A－18E／F“超级大黄蜂”的起飞着陆能力验证，是工程、生产和研究（EMD）计划要求的内容之一。在对称和非对称装载下，人们希望飞机有最大侧风起飞着陆能力（直到30kn)，以使舰载用户具有最大的灵活性。在试飞计划中，最富技术挑战性的科目之一是研究将要推荐给舰载飞行员的着陆技术。这项技术必须保障在飞行员可接受的工作量内有令人满意的进场操纵品质。此外，若在甲板上着舰，其接舰时的着陆载荷和着陆滑跑特性对确定这项最佳技术都是至关重要的。本试验对几种侧风着陆技术进行了评价，其中包括侧滑法（WDTR）、侧航及侧航进场着陆；在接地前瞬间蹬满舵或半蹬舵。本文讨论了F／A－18E／F“超级大黄蜂”的侧风起飞着陆包线扩展试验的试验方案、试验技术、安全问题、试飞结果及结论。     

具有过失速机动能力的不稳定飞机大迎角下俯力矩研究

现代歼击机一般都是纵向不稳定的且有过失速机动能力的飞机。静不稳定飞机作过失速机动的前提是在大迎角时具有足够的、可操纵的下俯力矩。本文结合近年来国外陆续发表的几项判别准则和我国的歼击机先进气动布局研究成果,论述所需下俯力矩大小及在飞机布局上实现的可能性。文中引用的曲线来自具有超音速巡航、高机动能力、隐身、双发、双立尾的三种布局方案的风洞试验结果。三种布局形式即:正常式,鸭式,三翼面布局。