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。     

超声速飞机起降阶段噪声标准分析

随着超声速飞机的发展，现有亚声速飞机起降阶段噪声规章已经无法满足其适航审定要求。结合美国联邦航空局（FAA）发布的拟议规则制定通告（NPRM）和欧洲航空安全局（EASA）发布的拟议修订通告（NPA）等文件，基于规章制定立场和思路、草案差异、技术细节以及超声速新技术等关键要素，本文对超声速飞机规章的制定进行了综述和总结。结果表明，在标准制定思路一致的前提下，美国基于工业方和技术创新的考虑，在草案中给予了足够的自由度；欧洲方面为了维持现有环境保护水平，超声速标准比起美国更加严格和细致。同时，基于分析结果形成审定要素和方法建议，为今后我国的超声速飞机起降阶段噪声标准制定和适航审定工作开展提供技术支撑。     

侧向喷流对导弹方向舵局部气动热特性的影响

为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理，对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟，得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：喷流压比达到75时，可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上，能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流；随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加，喷流后回流区结构和范围变化不明显，方向舵前缘的壁面热流变化不大；不同攻角来流条件下，侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后，喷流的热防护效果有所降低；有攻角来流条件下，在舵轴的正前方喷流，自由来流绕喷流流动，舵轴下壁面边界层内气体密度上升，使舵轴两侧压差增大，舵轴的壁面热流增大；在0°攻角来流条件下，喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反，此时导弹的放大因子增大。     

共轴式直升机舰面起降风限图计算

通过建立共轴双旋翼直升机的舰面起降飞行动力学模型,计算了某型共轴双旋翼直升机在某型舰上的起降特性。根据相关判据,得出该机舰组合的起降风限图。起降风限图为该直升机在舰上的安全起降提供了指导,有重要的实际意义。