用视象法确定飞机在夜间着陆时的位置和姿态

本文介绍了一种利用视象法确定飞机在夜间着陆时相对于跑道的位置、偏航秀及俯仰角的方法。计算中将由机场夜航灯布设方案所得到的信息、机载视频摄象机获取的视频图象以及由横滚角传感器测得的横滚角信息一起融汇到卡尔曼滤波算法中。模拟计算结果说明了所采用方案的可行性。     

考虑空间机动飞行的直升机尾传动轴建模与临界转速分析

建立了具有普遍性的考虑直升机空间机动飞行的尾传动轴动力学模型.分析了机动飞行对尾传动轴临界转速的影响,发现只有俯仰角速度、偏航角速度、横滚角速度和角加速度4个转动运动分量会影响尾传动轴的临界转速.通过算例着重分析了俯仰、偏航和横滚角速度对尾传动轴前3阶临界转速的影响规律.结果表明:俯仰角速度使尾传动轴的临界转速降低,但只对反进动第1阶临界转速有较大影响;偏航角速度对尾传动轴临界转速的影响效果与俯仰角速度完全相同;正向横滚角速度使尾传动轴的正进动临界转速提高,而使反进动临界转速降低;但对于反向横滚,在以横滚角速度等于某值的分界线之前,横滚角速度对尾传动轴临界转速的影响规律与正向横滚相反,前3阶临界转速变化曲线的分界线对应的横滚角速度分别为1.86,27.41,124.5rad/s.      

基于开环补偿的飞机偏航角控制系统设计及仿真

飞机侧向姿态运动的有关侧向力、力矩具有较强耦合性,且基于副翼、方向舵对侧向运动实施控制,侧向运动这些特点必然导致侧向控制系统设计的复杂性。为设计飞机偏航角侧向姿态控制系统,首先,基于飞机侧向运动的动力学方程组,建立了飞机侧向姿态控制系统全面运动结构图;然后,在分析全面运动结构图基础上,基于开环补偿原理,设计了一种飞机偏航角侧向姿态控制系统,即通过引入交叉传动比,将滚转通道的γ信号引入偏航通道,通过调节来实现基本协调转弯的控制结构方案;最后,在Matlab平台下,对所设计的飞机偏航角侧向姿态控制系统进行了大量仿真研究。仿真结果显示,通过调节可减弱飞机滚转运动和偏航运动的耦合影响,基于开环补偿的飞机偏航角侧向姿态控制系统是合理可行的。     

空空导弹越肩发射侧向运动控制器设计

针对空空导弹越肩发射过程,设计了偏航及横滚运动的控制系统。首先分析了越肩发射过程中大攻角阶段的气动特性,提出了控制设计的目标,然后建立了包含未建模特性的偏航/横滚运动方程,在此基础上,利用滑模变结构理论设计了两通道的控制系统,仿真结果表明了该设计方法的有效性。     

副翼-差动平尾组合横滚操纵系统的研究(二)

三、副翼-差动平尾组合横滚操纵系统气动设计问题 1.对差动平尾偏航力矩问题的对策和技术措施 (1)平衡差动平尾偏航力矩的“方向舵交联(ARI)”方案及其问题采用差动平尾的现代飞机普遍地采用方向舵对横向操纵的交联(ARI)来平衡其偏航力矩,如表1所示。为此从设计观点出发,分析了现代歼击机采用方向舵交联的多种原因和目的,研究了有关品质、指标、检查方法、设计准则、交联规律选择、交联量计算等问题。详细设计计算了本机采用方向舵交联的具体方案后发现如下技术难点: ①需采用变交联比方案,实现难度大,代价大。如前所述,本机差动平尾所产生的     

空空导弹越肩发射侧向运动控制器设计

针对空空导弹越肩发射过程,设计了偏航及横滚运动的控制系统。首先分析了越肩发射过程中大攻角阶段的气动特性,提出了控制设计的目标,然后建立了包含未建模特性的偏航/横滚运动方程,在此基础上,利用滑模变结构理论设计了两通道的控制系统,仿真结果表明了该设计方法的有效性。     

副翼-差动平尾组合横滚操纵系统的研究(一)

本文介绍一架双发三角翼常规布局的超音速歼击机,改装应用副翼-差动平尾组合横滚操纵系统的经验和飞行实践.该系统的试飞成功地突破了我国歼击机一直沿用副翼为横向操纵的传统形式,首次应用了气动操纵面的综合利用和组合操纵的新概念。在原机主要结构不更改,仅增重6kg的情况下,使一架较J-7飞机重一倍的歼击机最大滚转速度达到J-7飞机水平.该系统设计中利用了组合操纵的特点,对差动平尾引起的棘手的偏航力矩问题也通过组合方式的巧妙安排,顺利地满足了动态品质的要求.     

采用差尾控制策略的某型机横滚操纵性

某型战机所采用的气动布局使得其横侧安定性较大,与同代其他现役飞机相比横滚操纵性能较差,飞行员在做横滚机动动作时飞机掉高度现象明显。分析了其在低速和高速飞行时横滚机动性能差的原因,研究了增加差动平尾控制提高横滚操纵性的问题。建立了采用差动平尾后飞机稳定横滚的数学模型,并通过定量分析计算说明了增加差动平尾控制,可以使该型战机的横滚机动性能提高近30%,而不会削弱其安定性。     

民用飞机偏航控制系统设计策略研究

偏航控制系统是保证飞机安全飞行的关键系统,其性能优劣不仅直接影响飞机的操纵品质和性能,失效状态下还会危及飞机的飞行安全,方向舵作为偏航控制主要操纵面,其权限管理、余度配置以及稳定能力的设计都需要高的可靠性和安全性;如果使用闭环控制回路,设计措施来避免系统与飞机弹性模态之间的不良耦合是必须的。     

某型惯性导航系统偏航距误差大的原因及解决措施

某型惯性导航系统在飞机上时有故障发生,导航精度差是较为其中突出的故障类型,其中偏航距误差大最为典型。为解决该系统在机上偏航距误差大的问题,通过建立偏航距计算模型,查找偏航距的误差源,从而提出相应的解决措施,提高惯导的导航精度。     

浅淡“飘摆”的修正

波音系列的飞机场都是后掠式机翼,后掠翼飞机通常要比平直翼飞机更容易产生滚转和偏转现象,这种由于偏转而引起的滚转叫作"飘摆",后掠式机翼的飞机空气阻尼作用较小,当阵风或方向舵偏转短暂不协调时,很容易引起"飘摆",平直翼式飞机不容易产生这种现象。同时波音飞机左右机翼都安装有扰流板,当飞机受到突来的阵风或其他因素时,容易产生左右升力不一致,使飞机产生滚转,为此波音飞机都装有偏航阻尼器,波音747飞机装有两个偏航阻尼器,即上方的舵偏航阻尼器、下方的舵偏肮阻尼器,偏航阻尼器的作用是用方向舵来阻尼任何横侧和方向的…     

民用飞机控制律对偏航机动载荷影响分析

飞机机动过程中方向舵快速大幅偏转会使方向舵和垂尾上产生较大气动载荷并传递到后机身,导致 驾驶员来回往复蹬舵造成安全事故。针对 CCAR-25部25.351条规定的偏航机动情况及 CS-25部25.353规定的偏航机动新条款——方向舵往复偏转,本文首先对两种偏航机动条款分别进行分析;然后考虑控制律进行 偏航机动情况机动仿真计算;最后通过比较分析飞机响应运动参数及垂尾载荷计算结果,并分析控制律对偏航 机动载荷的影响。结果表明:对于偏航机动,考虑控制律后飞机的响应幅度有所缓减,导致垂尾载荷有所降低; 对于偏航机动新条款,由于方向舵反向偏转导致侧滑角贡献和方向舵偏度贡献垂尾载荷两者叠加,从而导致垂 尾载荷大幅增加;P-Beta控制律有效降低了方向舵往复偏转的垂尾载荷。     

波音737飞机的偏航阻尼系统改装和飞行安全

波音737飞机偏航阻尼系统的改装是近年来涉及全球民航业飞机数量最多、情况最复杂的一次重要改装,该文对改装工作内容和改装对飞行安全的重要性进行了论述,并强调了其维护特点。     

飞翼布局飞机开裂式方向舵的作用特性和使用特点

大展弦比飞翼布局飞机取消了垂尾和常规方向舵,通常采用大偏角的开裂式方向舵作为偏航操纵面.基于风洞试验数据,研究了开裂式方向舵的偏航操纵非线性、小偏角偏航舵效低、附加力效应显著和3轴操纵耦合等特性,并分析了其偏转对飞机气动特性和稳定特性的影响.总结了开裂式方向舵在各飞行任务阶段下的使用特点,如针对其小偏角偏航舵效低的特性...     

机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究

就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明：大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。     

一种飞机侧向增稳系统设计方案及仿真验证

具有三角翼、大后掠角等气动布局特点的现代超音速飞机虽然解决了飞行速度问题,但同时极易出现高空飞行的荷兰滚阻尼、航/横侧向静稳定性减小、滚摆比变大等问题。为改善飞机航/横侧运动的飞行品质,基于飞机滚转和偏航两通道的相互交联,将滚转通道舵偏信号引入偏航通道,以增强偏航角速度反馈信号,增加飞机转弯的协调性,进而设计了一种高速飞机航/横侧向增稳控制系统。通过进行大量仿真,验证了所设计的飞机航/横侧向增稳控制系统结构简单合理,在其控制规律传动比等参数选择合理时,飞机航/横侧向飞行品质良好。     

舰载机综合光电着舰引导信息融合

飞机着舰过程对着舰引导信息的精度要求非常高,为了更好地辅助飞行员着舰或者实现舰载机自主着舰,文章将电子着舰系统和光学助降系统提供的引导信息进行融合,实现了电子与光学着舰信息的综合运用。其中,电子着舰系统提供斜距、方位仰角和方位偏航角,光学助降系统提供方位仰角和方位偏航角。仿真结果表明,该方法提供的着舰引导信息精度高。     

考虑螺旋桨滑流影响的垂尾飞行载荷设计

依据CCAR-25部偏航机动的设计准则,研究了螺旋桨滑流对垂尾载荷设计的影响.以T型尾翼布局、桨叶右旋的某支线客机为例,分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响:拉力系数越大,则滑流对飞机侧向力系数和偏航力矩系数的影响越大;在负侧滑时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著;正侧滑时,滑流对飞机气动特性的影响较小.基于飞行力学六自由度非线性微分方程,开展了有/无滑流影响情况下偏航机动仿真和垂尾载荷设计.结果表明:螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值增大,算例飞机的垂尾侧向力、弯矩和扭矩限制载荷分别增大5.21％、8.21％和4.85％.     

飞机急滚防偏离系统控制律的研究

本文介绍了某机在急滚机动飞行时出现的一些非线性现象,并采用系统灵敏度理论分析揭示出产生这些现象的原因。随后文中着重探讨各类控制系统,包括ARI系统,稳定轴偏航阻尼器和航向静增益系统对飞机急滚机动特性的影响。分析结果表明,这些系统对防止飞机偏离是有效的.     

飞机液压部件漏油故障分析

介绍了A320／321飞机方向舵偏航阻尼动作筒、黄色液压系统电动泵和发动机反推作动筒3种液压部件漏油超标后的处置,提出了一种符合MEL条件的放行方法。