科曼奇直升机主自动飞控系统的设计和驾驶评估

本文介绍了PAH－66科曼奇侦察／攻击直升机自动飞控系统（AFCS）的设计和驾驶评估。1991年11月至1992年2月，采用动态模拟器通过预定的驾驶接受性试验，对RAH－6科曼奇控制规律进行评估。本文还介绍了设计要求、控制律说明以及依据ADS－33收集的操纵品质数据。     

共轴式直升机半差动航向操纵的动态响应分析

根据经典的垂直飞行涡流理论及共轴式直升机半差动航向操纵的结构特征,推导了共轴双旋翼直升机垂直飞行的航向动力学方程.运用有关共轴双旋翼在悬停及垂直飞行状态时气动特性的理论和实验数据,得出了共轴双旋翼直升机垂直飞行航向动力学方程的解析式.分析结果与该型直升机飞行特性一致.     

设计参数对扰流片操纵效能、铰链力矩和尾流湍流的影响

进行了确定某些设计参数对扰流片性能和扰流片流场特性影响的风洞试验。测量参数包括力、表面压力、在垂直扰流片上的油流谱以及用双分离膜风速计系统测量尾流压力、尾流速度和湍流参数。测量结果为扰流片各设计变量的影响，例如：在相同投影高度下扰流片的偏度、铰链线缝隙、下表面通风和下表面偏转片、扰流片的后缘切口和扰流片的孔隙率。铰链线缝隙、孔隙率、下表面通风和下表面偏转片可以用来减小控制死区趋势。对尾流湍流的研究表明某些改变可用来减小尾流中的峰值频率。     

基于过失速机动动力学的控制方法

为设计过失速大机动飞行控制律，按飞行的逆稳态模型考虑非线性因素的影响，同时对于陀螺、 惯性耦合效应及重力影响进行补偿，并直接根据飞行品质要求按隐式模型跟踪法设计反馈控制器。初步设计实例证明，这种方法适用于过失速机动动力学特点，能够获得发挥飞机操纵潜能、较好地控制飞机实现过失速机动、具有满意飞行品质的控制解，并且控制结构易于工程实现。算例还表明，即使不加装先进的过失速操纵装置，通过对飞行控制律的改进可以进一步发挥飞机本身的气动潜力，使之在一定的过失速迎角不正常工作。     

单框架控制力矩陀螺动态操纵律设计

作为应用在航天器上的惯性执行机构,单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的操纵性能对航天器姿态控制精度有着极大的影响。在常规的SGCMG操纵律中,一般都需要计算Jacobi矩阵的伪逆。然而,当Jacobi矩阵奇异时,其伪逆不定,从而可能导致算法失败。为避免以上情况出现,本文设计了一种动态操纵律。该操纵律不用计算Jacobi阵的伪逆,而是代之以Jacobi阵的转置,从而避免了由Jacobi阵求伪逆带来的一系列问题。同时,该操纵律可使操纵误差在理论上指数收敛至零,且形式简单,易于实现。对某4 SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的。     

结冰对平尾性能的影响及平尾失速分析

阐述了飞机平尾结冰后，对平尾气动性能和操纵性能的影响，并对平尾结冰导致失速现象进行了分析，最后从理论上给出了预防失速以及失速后改出的方法。     

基于逆模拟分析的民用飞机操纵状态再现研究

民航飞行事故原因调查分析时，常常要对飞机的操纵状态进行再现分析。但由于FDR数据缺失、设备损坏等各类原因，对飞行员的操纵情况并不能准确有效地还原。采用逆模拟技术是解决飞行操纵状态再现分析的有效途径。逆模拟技术是通过已知的系统输出确定动态系统控制输入的计算方法。在众多逆模拟算法中，积分逆模拟算法由于具有模型独立、实现简单而得到广泛应用。对某中型民用运输机采用积分逆模拟方法，对一个简单的飞机操纵进行了再现分析。分析了积分逆模过程中的收敛区间和稳定性，并总结了使用积分逆模拟算法的注意要点。     

机动飞机操纵面偏转角按升阻比优化配平的计算

机动飞机通常具有多个操纵面,在一定的马赫数M和升力系数C_y下,要使飞机处于配平状态,操纵面偏转角可以有无穷多种不同的组合。但是,在何种组合状态下,飞机能够取得最大升阻比一直是未能解决的问题。本文介绍了一种计算方法,在风洞试验数据基础上,能够计算在不同纵向静安定度裕量情况下,飞机取得最大升阻比时各操纵面偏转角δ_i、最大升阻比的值K_(max)、最佳平衡极曲线(C_(x0)、A_1、A_2)。     

某机型横向操纵迟缓、驾驶杆跳跃问题的排除

飞机操纵系统的故障直接影响飞机的安全与飞行任务的完成.一架飞机同时出现横向系统操纵迟缓和驾驶杆有跳跃感两个故障,使得问题变得较为复杂.本文通过对副翼操纵系统的理论分析,准确地判断故障所在,并提出了解决的方法.     

电传操纵飞机试飞员培训

借鉴国外经验并结合作者在实际工作中的体会，从电传操纵飞机试飞机特点出发，阐述电操纵飞机试飞中培训工作的目的，内容及其特点。