飞机操纵系统特性对机动载荷的影响

对于飞机操纵系统特性对操纵速率和操纵面运动的作用,给出了一些地面试验、飞行试验数据和计算结果。研究了军用飞机飞行载荷规范（ＧＪＢ６７．２－８５）急剧俯仰机动要求的应用。论述了飞机操纵系统特性对机动载荷的重要影响。     

带主动控制技术飞机平尾机动载荷计算研究

研究了采用主动控制技术飞机飞行参数对平尾机动载荷的影响,包括带纵向控制电传操纵系统和“硬连接”状态,气动特性考虑弹性修正和不考虑弹性修正等方案。给出了这些状态下飞行参数的变化规律,计算了这些状态平尾的机动载荷,得到了一些规律性的结论,可以用于飞机型号设计中。     

三翼面飞机前翼和平尾机动载荷优化配置

对三翼面飞机两种典型机动状态下的飞行载荷进行了分析,提出了一种适合三翼面飞机机动载荷优化配置的方法。讨论平尾升降舵与前翼操纵面之间的协调偏转率变化以及飞行动压变化,对配平参数、铰链力矩和载荷分布的影响。指出协调偏转率变化会引起平尾升降舵和前翼操纵面的配平角度、铰链力矩以及平尾和前翼载荷分布的显著改变,在设计时应该对协调偏转率加以选择,从而对平尾和前翼的载荷进行综合优化配置。     

纵向机动载荷设计系统

纵向机动载荷设计系统是按国军标计算飞机纵向机动载荷的有效的系统软件,主要用于L8飞机及同类飞机的飞行载荷计算。该系统包含5个部分:(1)基本参数处理;(2)机动载荷计算;(3)压力分布计算;(4)严重载荷筛选;(5)实验修正。     

过失速机动飞行模拟与操纵效能分析

在大迎角非线性气动力模型和推力矢量发动机模型的基础上,结合非线性控制方法和与常规飞行增稳控制模态转换方法,实现飞机常规飞行包线内和过失速区域的全范围飞行模拟,同时提出了过失速机动操纵效能分析方法。通过对推力矢量飞机操纵效能的全面分析,验证了推力矢量控制有效实现和显著提高过失速区的机动能力。飞机全状态范围的过失速机动飞行模拟与操纵效能分析将为现代高机动飞机过失速机动飞行试验提供重要的技术支持和理论依据。     

滚转机动飞行对纵横航向操纵要求

本文讨论了高机动性飞机滚转机动飞行对纵横航向操纵效能的要求,并以J-7飞机为算例进行了验证.计算结果表明,高机动性飞机作滚转机动飞行时,除了一般考虑稳定性要求外,还应考察本文提出的纵横航向操纵力矩要求及滚转机动飞行对航向稳定性的要求.     

稳定俯仰机动飞行包线研究及最大机动载荷的计算

本文首先对 MIL—A—008861A 给出的对称机动飞行包线进行了概要的讨论:而后从纵向小扰动运动方程出发,导出了舵面以阶跃形式输入时的稳定俯仰运动方程的解;同时考虑到规范中给定过载和失速与操纵系统的限制,编制了各类飞机在不同飞行状态下计算飞行包线的通用程序;应用该程序可以计算出稳定俯仰机动时最严重的机翼载荷和平尾载荷以及相应的飞行状态。最后,本文进行了一例计算。     

刚弹耦合飞行器的机动载荷减缓

针对飞行器刚体/弹性模态耦合作用下的机动载荷减缓问题,运用亚音速非定常空气动力学理论以及分析力学原理,建立了柔性飞机机动载荷分析及控制的气动弹性模型,分析了飞机作纵向机动飞行时结构弹性对机动飞行参数的影响。数值分析结果表明,结构弹性模态对飞机机动过程的影响不容忽视。为了有效减缓机动载荷,运用最优控制理论,采用多组控制面联合偏转的作动方案,设计机动载荷减缓最优控制律,实现了对飞机纵向机动载荷的控制。研究结果表明,提出的机动载荷减缓控制方案是有效的。     

关于新一代飞机的设计载荷

设计载荷是确定飞机结构重量和保证安全的重要因素。常规操纵系统飞机的设计载荷都是由现行的强度规范规定的。但是对于采用主动控制技术和复合材料的高机动飞机,现行的规范已不合适。在过去10年中,飞机界的专家对此问题进行了大量研究。本文根据北约公开的材料介绍这些研究工作。本文首先评述了现有规范并指出其不足,然后讨论了安全系数。为确定主动控制的新飞机的设计载荷,介绍了3种方法,即概率法、作战飞行参数法和飞行参数包线法及其在EF2000飞机设计中的应用;还介绍了飞机设计的各种动载荷;最后提出了确定我国新一代飞机设计载荷的建议。     

弹性飞机结构动载荷应用研究

民用、军用飞机结构设计规范要求对于弹性飞机必须采用动态分析方法确定结构各部分的飞行载荷,分析中须计及飞机的气动力(非定常、定常)、结构动力(弹性力、惯性力)与飞行控制系统之间存在的耦合。文中对实际飞行中升降舵机动、升降舵自动驾驶遭遇突风情况下机体结构动力响应进行了计算分析,探讨结构动载荷预计中的建模技术,评估了舵面激励对弹性飞机动载荷的影响,对飞行状态中飞机动载荷分析相关工作有借鉴意义。     

短连杆飞行载荷实测技术

飞行载荷实测是新机定型的一个必要环节,飞机操纵面铰链力矩测量是飞机飞行载荷测量的一部分。结合实际工程提出一种飞机操纵面短连杆飞行载荷实测新技术,并将其应用于某型飞机定型试飞中。进行短连杆校准试验,发现应变电桥受拉、压载荷时响应系数差异大于45%,因此,短连杆结构件在飞行载荷测量时需完成拉、压向两种校准试验工况。     

尾翼机动载荷测量试飞操纵方法探讨

一、引言为研究军用飞机强度和刚度规范,试飞研究中心按航空部“六五”研究规划要求,进行了歼某飞机尾翼机动载荷试飞测量研究,得到了具有重要价值的飞行试验结果。本文就纵向机动试飞的操纵方法及强度规范中的有关规定,粗浅地谈谈看法.     

俯仰敏捷性评估与影响因素研究

建立了现代高机动性能战斗机俯仰敏捷性仿真计算数学模型和机动飞行时的操纵动作，以Ｆ－１６战斗机为例，计算并讨论了初始飞行状态以及飞行控制系统参数对战斗机俯仰敏捷性的影响。结果表明，选择适当的飞行状态，有利于更好地发挥飞机的俯仰敏捷性；降低飞机整体系统的阻尼，将有利于提高飞机的俯仰敏捷性；控制系统有关参数的设计，除考虑飞行品质要求外，还需综合考虑飞机敏捷性等方面的要求。     

最佳过失速机动研究

 分航迹变向和机头指向目标两类问题对飞机过失速机动进行数值优化研究。结果表明,为获得大转弯率应在最大升力迎角区贴近角点速度飞行,因减速较快需用大油门。经典的转弯率图能够反映这类航迹机动的特点。而机头指向目标机动的前段仍是航迹变向问题,到适当位置后再利用超大迎角机动能力指向目标。飞行仿真表明,飞机具有过失速操纵力矩和良好的飞控系统时大部分最佳机动可顺利实施,但若有极低速度要求则仍可能超出操纵极限。     

飞机空间机动飞行的稳定性研究

本文采用描述飞机空间机动飞行的五自由度简化方程,在操纵参数空间内对不同过载下的飞机机动飞行进行了稳定性研究,提出了确保运动稳定的必要条件,分析了非线性气动导数对稳定边界的影响,对线化系统出现零根或纯虚根两种临界情况的稳定性作了进一步的探讨.     

基于全局灵敏度分析的侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响

考虑飞行载荷计算中使用的气动导数存在不确定性,利用基于方差的全局灵敏度分析(GSA)方法,结合偏航机动的动力学模型,分析了侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响。以某型飞机为例,运用该方法得到侧向气动导数的全局灵敏度排序。结果表明:侧滑角、阻尼贡献的垂尾侧向载荷及垂尾侧向总载荷受全机侧力系数对侧滑角导数的影响最大,受航向静稳定导数及方向舵操纵效能的影响次之;方向舵偏度贡献的垂尾侧向载荷只受全机侧力系数对方向舵偏度导数的影响;无尾飞机侧向载荷主要受航向静稳定导数、方向舵操纵效能及无尾飞机侧力系数对侧滑角导数的影响;偏航阻尼导数基本不影响各侧向飞行载荷。同时也验证了方法的有效性,对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

大迎角飞行品质的研究进展

分析了飞行包线向低速大迎角扩展后飞行品质研究面临的几个重要方面,即需要提供直到充分过失速迎角的飞行品质指标,这是设计飞控系统的依据之一：纵,横,航向操纵效能要求,这是配置,裁减操纵面的依据,机动任务集,这对于提出品质指标与操纵效能要求,及早发现飞机缺陷和全面评价飞机系统的战术效能等工作都有重要意义,总结有关的研究思路以及目前的进展,并给出了一些初步结论。     

基于驾驶员操纵特性的飞机航路飞行仿真研究

基于驾驶员航路飞行任务中的操纵特性,首先对飞机横侧向、法向、切向过载的机动指令进行了设计,重点对横侧向通道机动指令的设计进行了研究,提出了一种利用飞机速度矢量与目标航路点坐标来设计偏航指令的方法;然后用差分算法实现了驾驶员实际操纵指令的平稳变化;最后对飞机的航路飞行进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法可以较为真实地实现飞机的航路飞行。在仿真过程中,机动指令的变化较为平缓,并且飞机的航迹姿态角等信息得到了实时展现。     

基于均值的副翼作动筒载荷事件划分方法

副翼是民用飞机重要操纵面之一,主要功用是产生飞机滚转力矩,用于改变飞机的航向。现代中大型飞机的操纵系统大都采用伺服作动器-操纵面装置,当操纵面受到铰链力矩时作动器也相应受载。以民用飞机副翼作动筒为研究对象,基于试飞实测数据与主操纵面作动筒载荷计算模型,提出了一种基于均值的作动筒载荷事件划分方法。结果表明,该事件划分方法效果理想,较好地反映出了不同飞行事件之间载荷均值的差异。通过对14 000次飞行作动筒载荷历程进行雨流处理,给出了相应的载荷谱及载荷幅值、均值分布直方图,总结出相关分布规律。该疲劳载荷谱及相应的分布规律对工程实践中的寿命计算具有重要意义。     

飞机机动飞行时的隐模型控制器设计

为提高飞机的过失速机动能力，参考X-31A飞机的飞行控制系统模型，对非线性因素如气动力、陀螺惯性耦合以及重力影响进行补偿后，按飞行品质要求采用隐模型跟踪法设计了某机的反馈控制器，计算仿真表明，该控制器能够较好地发挥飞机的操纵潜力，可使飞机在获得较好的过失速机动能力的同时具有较为满意的飞行品质，引入推力短量控制，可增加飞机的操纵效能，从而增强控制器效果。