航天飞机再入航迹初步设计的一种计算方法

本文给出一种由航天飞机质心位置和飞行速度随高度的变化值计算再入航迹其它运动参数的方法。用美国“哥伦比亚”号航天飞机轨道器的飞行数据验算表明,该方法不失为一种可供再入航迹初步设计中选用的简便算法。     

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。     

涡轮螺旋桨飞机单发自转状态的运动分析

多发涡轮螺旋桨飞机单发停车,螺旋桨进入自转状态产生负拉力,这一特情必将危及飞行安全。首先说明螺旋桨自转工作状态,负拉力产生机理和随飞行速度的变化规律;然后分析螺旋桨不同工作状态下,滑流对机翼升阻力的影响,并应用螺旋桨载荷系数推算两翼升阻力差及横航向力矩,以此解决此种状态气动数据资料的不足问题;在此基础上,建立飞机全量动力学方程,根据实际舵面输入,仿真解算飞机的动态响应过程,与实际飞参数据进行对比;最后讨论分析得到此种特情影响飞行安全的主要因素是机翼升阻力差引起的横航向力矩和副翼效能减小等。研究结果对涡轮螺旋桨飞机设计阶段尽量避免特情发生和飞行阶段合理处置特情,保障安全具有借鉴意义。     

预置杆位和飞控系统对滑跃起飞的影响分析

建立了陆基滑跃起飞动力学模型,并以某型电传操纵飞机为例进行了滑跃起飞仿真计算.分析了在滑跃起飞初始阶段驾驶员预置杆位和飞行控制系统对滑跃起飞的影响.仿真分析结果对驾驶员实际飞行具有一定的参考价值,对完善控制系统设计具有借鉴作用.     

舰载飞机着舰航迹角控制器设计

为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指令和保持飞行速度基本不变,且对于气动参数的摄动具有较好的鲁棒性。     

直升机飞行过渡速度现象研究

针对直升机飞行中通过过渡速度时产生的振动、抬头、偏转和倾斜等一系列现象,从旋翼动力学的角度进行了深入的研究,并且给出了系统的解释.首先,分析了旋翼尾涡对直升机状态的影响;然后,研究了桨涡干涉效应,发现桨涡干涉效应导致旋翼前行桨叶平均拉力增加、后行桨叶平均拉力减小,这是引起直升机抬头、倾斜和振动的根本原因;最后,研究了起飞和着陆中通过过渡速度时操纵对策的差异及其原因.     

基于总能量理论的着舰飞行/推力控制系统

为提高舰载飞机在低动压着舰条件下飞行操纵性能和实现飞行航迹/速度之间的解耦,首先设计了阻尼器,使飞机的短周期阻尼达到了一级飞行品质的要求;然后,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21 rad/s。仿真结果表明,该系统能够在保持速度恒定的条件下实现航迹角的快速响应,而且对气动参数摄动具有较强的鲁棒性。     

飞机动力学仿真解算辅助飞行原理教学

飞行原理教学是飞行学员航空理论教学的难点.本文对教八飞机进行全量动力学仿真解算,解算结果生成简单的视景显示出来,并对仿真数据参数进行记录回放.仿真结果应用于飞行原理全程教学取得了较好的效果.     

基于H_∞控制的飞机俯仰角控制系统设计

将H∞控制理论应用于飞机俯仰角控制系统的设计。首先,按照干扰抑制原理将控制系统的设计转化为H∞标准控制问题;然后,通过选择适当的加权函数构造出广义的被控对象;最后,采用Matlab的鲁棒控制工具箱求得俯仰角控制器。频域分析和时域仿真均表明,所设计的控制系统具有较好的标称性能和鲁棒性能。     

信息化条件下航空理论教学的探索和实践

针对飞行员培养中传统航空理论教学中存在的问题,提出了信息化条件下教学模式的改进方法.首先介绍了基于网络技术的"双主"教学模式,然后介绍了基于虚拟现实技术的可视化辅助教学模式及其具体应用.