飞机极限环振荡

本文综合介绍飞机上出现的各种极限环现象及其各种理论分析和实验研究的方法,给出极限环特性与飞机系统的一些参数之间的近似关系,对于飞机稳定性和操纵性设计中如何避免产生讨厌的极限环振荡,以满足飞行品质规范要求,具有一定的参考作用。     

大迎角非线性飞行动力学（一）

本文较为系统地介绍了大迎角非线性飞行动力学研究的基础知识——非线性系统特性,大迎角时空气动力特性,大迎角飞行时特殊现象,非线性系统的近似研究方法及其在非线性飞行动力学中的应用.     

大迎角非线性飞行动力学（二）

五、大迎角飞行时动态特性研究方法飞机在大迎角飞行时,是一个复杂的非线性系统。非线性系统的研究与线性系统有很大的区别,它不像线性系统那样有一般性的有效的求解方法。由于系统非线性的形式是多种多样的,因此研究的方法也有许多种,其理论研究方法大致可以分为二大类:解析的方法和几何的(或拓扑的)方法。对由非线性常微分方程所描述的非线性动力学系统,其解析法通常可以分成三种类型:“精确的”、“时间连续的”和“平均的”。存在有解析的、封闭形式的精确解的问题是极少的。时间连续法,众所皆知的Runge-Kutta数值积分法就是代表方法之一,其计算程序     

RSS飞机深失速仿真研究

参考Ｆ－１５战斗机数学模型和原始数据，通过分支分析和突变理论方法以及数值积分时间历程法的应用，估算出Ｆ－１６飞机的分支图。分析并参考飞机分支图特性，研究飞机深失速进入特性及其改出特性。     

具有多个非线性环节飞机-控制回路极限环振荡研究

本文利用描述函数法,导出了控制系统中含有多个非线性环节,多回路飞机极限环特性的计算方法,分析了某些非线性特性——饱和特性、不灵敏区和间隙特性对极限环特性的影响,并给出计算实例和试验验证的结果。     

垂直起降运载火箭总体方案研究

垂直起降运载火箭研制是航天与航空技术的一次融合,相对于传统一次性火箭而言,其研制是对运载火箭总体设计理念的革新。本文从运载火箭总体设计的角度出发,结合工程研制实际,通过垂直起降火箭一二级分离、推进剂管理、气动设计、弹道优化设计等方面的风险评估及约束条件分析,结合具体方案设计,对垂直起降火箭与传统火箭总体设计的差异及难点进行了分析,给出了建议,同时阐述了对垂直起降运载火箭总体设计的思考。常规运载火箭成熟的设计理论和技术,需要增加新的约束和进行改进后才可适用于垂直起降火箭方案设计。     

模糊神经网络在过失速机动飞行中的应用

模糊逻辑控制技术和神经网络有机的结合 ,拓宽了模糊逻辑方法和神经网络方法的适用领域。利用神经网络具有自学习能力的优势 ,采用反向传播学习算法 ,通过对传统模糊逻辑控制器中的模糊逻辑控制规则和隶属函数有关参数进行训练学习 ,设计了模糊神经网络控制器 ,应用于飞机的过失速机动“里程碑”之一—— 70°迎角定常飞行仿真计算 ,获得了令人满意的结果。     

飞机尾旋特性的综合数据分析法

为得到飞机的尾旋特性准确的非线性仿真结果,提出了新的综合数据分析方法,在气动力建模时采用综合因子,合理地将总角速度分解成沿速度矢的分量和沿３ 个体轴的分量,沿速度矢量的旋转角速度用于旋转天平试验数据;旋转角速度的其它分量用于振荡天平试验数据,综合地使用了各类试验数据。给出的不同类型的六自由度仿真结果表明,综合数据分析法的结果和试飞结果相当吻合。     

飞机改出尾旋控制规律研究

 本文以分支和突变理论方法(BACTM)为基础,采用六自由度非线性运动方程,通过平衡面特性的分析,研究了飞机改出尾旋的操纵方法,并给出了一定的物理解释。文中运用庞特里亚金的最大值原理,对用BACTM方法导出的尾旋改出方法进行了优化处理,获得了快速改出尾旋的优化操纵方法,并在此基础上,对次优化改出尾旋方法进行了探讨。     

现代战斗机飞行力学问题的研究进展

阐述了现代战斗机研制中若干飞行力学问题研究现状,内容涉及敏捷性设计指南和空战敏感性管理系统,过失速飞行包线扩展和机动飞行,大迎角飞行控制律设计,推力矢量控制和准无尾飞行,大迎有特性分析方法－开环和闭环特性分支分析方法和大迎角飞行品质要求六个方面。研究结果显示出这些大迎角飞行力学领域最新发展趋势及其在现代战斗机研制中的作用地位。