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采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型,使用时域动态响应的方法,研究了F-16飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性,并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论:F-16飞机具有深失速特性,若进入深失速后,可用先拉杆后推杜操纵方法改出;F-16飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感;在改出尾旋过程中,方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止 相似文献
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评定飞机的大迎角特性失速试验和尾旋试验,失速试验的目的是确定最大可用升力边界;而尾旋试验的目的是确定飞机超出正常迎角范围时的动力特性并为飞行员建立一套适用的尾旋改出方法。失速试验一般是按预先规定的速度减小速率或过载量级逐渐趋于失速,但处于安全考虑,在未达到气分离时便停止试验,之后,对飞机进行专门改装,经过指定数目的旋进行有意尾旋,从而确定尾旋改出技术,这种常规失速/尾旋试飞方法,无法准确地描述飞机 相似文献
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概要介绍了现代飞机失速/尾旋研究的途径,失速/过失速/尾旋试飞验证的目的,试验方法和测试要求,较详细地介绍了现代飞机失速/过失速/尾旋试飞验证的程序和步骤,对装有迎角限制器飞机特殊要求,应急改出尾旋装置的安装使用以及与安全有关的一些注意事项。 相似文献
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为了研究某常规布局大型民用飞机的偏离特性与尾旋敏感性,在CARDC的FL-14水平风洞(Φ3. 2m)中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘,利用一系列的稳定性判据进行分析,获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区间,并预测了飞机的尾旋敏感性。 相似文献
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为了解决某型教练机大迎角/失速/尾旋设计定型的技术难题,依据GJB3814《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》,开展了尾旋试飞技术研究,提出了符合军标验证要求的尾旋特性试飞方法,包括不同进入方法、不同改出方法、最佳改出方法以及改出过程中误操纵等。通过试飞发现:该飞机对偏离是敏感的,但对尾旋等过失速模态是阻抗的;该飞机存在"过失速旋转"、"落叶飘"、"振荡正飞陡尾旋"以及"倒飞尾旋"四种典型的过失速模态;"三中立"法可以较迅速改出发现的四种过失速模态,与失速改出方法具有同一性且不需要过多驾驶技巧,为试飞员推荐的最佳改出动作。 相似文献
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F-16飞机大迎角飞行偏离/尾旋特性分析 总被引:5,自引:0,他引:5
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。 相似文献
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本文以分歧突变理论为基础,采用非线性数学模型,建立了求解分歧面的理论方法。文中通过对分歧面的分析研究,得到了避免飞机出现急滚发散的舵面极限值;通过分析分歧面上平衡解的个数和稳定性的变化情况,设计了使飞机进入或退出失速尾旋的操纵规律。经时间历程验证,所得结论正确可靠。 相似文献
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颜巍 《民用飞机设计与研究》2019,(4):51-55
大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验,获得飞机小攻角条件下的气动特性,但对于飞机失速偏离尾旋研究,静态测力试验是不够的,无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验,是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题,包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。 相似文献
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高机动性飞机大迎角全局稳定性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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本文用微分方程定性理论来分析俯仰力矩曲线随迎角变化的“勺形”对飞机飞行稳定性的影响。 结果表明,“勺形”是飞机在小侧滑角下作大迎角非机动飞行时,引起迎角突跃而进入过失速飞行的一种重要因素。“勺形区”的宽度和深度则较大程度地影响这种过失速飞行的特性及其进入与改出的特点。 相似文献
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飞机中性稳定的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机直接力控制这一主动控制技术应用于火力/飞行综合控制,可有效地提高火控精度,延长接火时间,提高命中概率。但欲进一步提高攻击区的姿态跟踪精度已受到自然飞机惯性动力学的限制。本文提出飞机中性稳定机身瞄准这一新型模态,其途径是使用后缘襟副翼的对称偏转,对迎角小扰动变化进行气动解耦,从而构成飞机中性稳定,使飞机动力学由惯性振荡型转变为非周期型,有效地加速了飞机在攻击区的姿态跟踪动志过程,抑制了动态误差,明显地提高了抑制阵风干扰能力,并实现了姿态控制过程中航迹基本不变的机身瞄准模态控制要求。对诸如上述火力/飞行系统设计者所寻求的性能,本文将以YF-16飞机为背景,在理论设计基础上进行必要的仿真验证。 相似文献
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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。 相似文献
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在小扰动假设的前提下,用正则模态法对计及弹性自由度的JJ-7飞机的纵向稳定性及操纵性进行了计算和分析,并与不计及弹性自由度飞机的动态特性进行了比较,由此讨论了弹性变形对这种类型飞机动态特性的影响。 相似文献
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本文是在对某机尾旋特性研究的基础上,探讨引入副翼-方向舵交联系统和稳定轴偏航阻尼器对该机尾旋进入特性的影响,看其抗偏离/尾旋效果.研究方法仍采用微分方程的分支突变理论,结合时域动态响应,计算装有这类控制系统后的飞机平衡面等. 相似文献
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本文介绍了头部旋转对大迎角不对称涡系影响的观测结果,说明了由此而抑制大迎角不对称涡系的机理。 实验结果表明,头部旋转对细长体无侧滑大迎角不对称涡系涡迹的影响是:随头部的逐渐转动,涡系的不对称发生了周期性变化;此时,由于涡不可能迅速改变状态,从而抑制、甚至接近消除了大迎角时出现的涡系不对称现象。 相似文献