倾转旋翼飞行器的操纵策略和配平方法

根据倾转旋翼飞行器的构型特点,建立了倾转旋翼飞行器旋翼、机翼、短舱、机身、平尾(含升降舵)和垂尾(含方向舵)的气动力模型,研究了倾转旋翼飞行器的操纵策略以满足直升机模式的悬停/小速度飞行、直升机模式向固定翼飞机模式转换的过渡飞行和固定翼飞机模式的高速飞行,并运用最优方法研究倾转旋翼飞行器在不同飞行速度下作稳定对称飞行时的配平方法.最后以XV-15倾转旋翼飞行器为例,进行各种飞行模式的配平.结果表明:本文所述方法能合理地给出倾转旋翼飞行器在整个稳定飞行速度范围内的操纵量和姿态.     

新的被动自适应起落架缓冲器设计与着陆性能研究(英文)

研究了一种双腔双阻尼的被动式自适应缓冲器;给出了此缓冲器的数学模型,并基于动力学仿真软件ADAMS建立了该缓冲器的虚拟样机;分析了该缓冲器的着陆动态性能及其主要参数对全机着陆动态性能的影响.分析表明:在使用功条件下,自适应缓冲器的着陆性能比单腔变油孔缓冲器性能略好;而在粗暴着陆条件下,自适应缓冲器的过载远小于单腔变油孔缓冲器,起到主要减载作用.增大高压腔、低压腔体积或增加低压腔压力或减小高压腔压力均可使自适应缓冲器的过载减少.     

喷气公务机总体参数和性能统计分析

按照飞机设计的基本原理，通过对现有喷气公务机总体参数和性能数据的统计分析，寻找它们之间可能存在的内在关系，得到了10个经验公式，包括使用空重与起飞重量、燃油重量与起飞重量、着陆重量与起飞重量、机翼面积与起飞重量、机翼面积与使用空重、机身长度与使用空重、内部容积与人重以及推力、巡航速度、后掠角、展弦比等一些组合参数之间的数学关系。另外还得到了推重比、翼载荷等常用参数的取值范围。这些统计结果为公务机概念设计提供了一些有用的数据。     

基于神经网络的飞机主要参数估算方法

根据飞机设计要求来选择主要参数往往涉及许多不确定的因素。本文基于多层神经网络计算模型，提出了一种新的飞机主要参数的估算方法，并给出了实现这种方法的详细步骤。将该方法应用于喷气支线飞机和喷气公务机主要参数的估算，测试结果表明估算误差均在10％之内。     

飞机概念设计中的外形参数化模型的研究

在现代CAD造型技术的支持下．飞机外形的参数化模型可以成为飞机概念设计中总体布局、方案比较、外形设计和总体参数优化设计的重要工具。本文结合NURBS的造型功能和解析函数曲线易于控制的特点，采用外形的控制方程和实体的具体表示各自独立的方法。在ACIS几何造型平台上建立了一套飞机外形的参数化设计模型。本文研究的参数化模型可以把原来飞机外形复杂的画图过程转化为飞机外形的自动化设计过程，从而提高飞机外形设计的可设计性和可计算性。在文中还深入研究了飞机外形的参数化模型在飞机概念设计中的作用和意义。分析了模型在飞机概念设计过程中的数据传递过程，说明本文研究的参数化模型可以进一步促进飞机概念设计中多学科优化设计方法的应用。     

后掠翼下炸弹气动特性试验研究

为获得某后掠翼飞机机翼下不同外挂形式的单独炸弹/炸弹组合体气动特性,在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中进行了试验研究。在M=0.60～0.95,α=-4°～14°,β=-6°～6°条件下,采用7台外挂天平对炸弹/炸弹组合体模型进行了测量。结果表明:飞机后掠翼和机身带来的侧洗流动使炸弹在零侧滑时存在较大的横向气动载荷;各炸弹不仅受到飞机的侧洗和下洗影响,而且各弹之间的相互干扰也非常严重。     

非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用

研究了先进短距起飞垂直着陆飞机（ASTOVL）的飞行／推进控制系统的控制律，基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型，应用非线性动态逆理论，为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行，设计了推力矢量控制器和俯仰控制器，以合理地分配飞机上的力和力矩，使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的，最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例，证明了所设计的两个控制器是可行的，基本上达到了设计要求。     

着舰导引中的H∞飞行/推力综合控制设计

以提高低动压着舰时动态跟踪及抑制舰尾气流扰动的性能为期望 ,基于线性矩阵不等式 (LMI)的 H∞ 控制理论 ,提出了保持由地速构成的迎角 αd 恒定的 H∞ 飞行 /推力综合控制增广模型结构。使飞机在接近舰尾处于雷达导引系统关闭的关键时刻 ,该系统仍有姿态保持及抑制气流扰动的优良性能 ,从而改变了传统设计需由导引系统纠正气流扰动而引起的轨迹偏离。基于工程应用 ,文中提出了 H∞ 控制器的降阶方法 ,进行了离散化实时仿真验证。仿真表明 ,本文开发的系统能够很好地满足设计要求     

战斗机的体系对抗分析(英文)

体系对抗分析是武器系统作战效能研究的最高层次。本文建立了空对空作战体系对抗的物理模型 ,基于多元兰彻斯特平方律方程 ,给出了不同空战武器战术交战的数学模型 ,考虑现代战争的高技术特征 ,发展了战役优势参数概念 ,使其更加准确地反映空对空作战的实质。以数学模型和战役优势参数为核心 ,采用随机分配目标战术和战斗机对空作战能力指数 ,完成优势评估、进程预测和配置优化等体系对抗问题的计算分析。结果表明 ,具有发展特征的经典作战理论仍能在新的应用中发挥重要作用。     

某飞机系列风洞试验研究

介绍了某飞机在气动中心4m×3m风洞进行的系列风洞试验研究情况。研究目的是获得在不同布局状态下飞机的低速气动性能。研究结果表明:改变机翼边条可有效地改善飞机的纵向稳定性;将两侧进气改为腹部进气,大大降低了飞机的航向稳定性;采用机头边条措施可使飞机的航向稳定性有较大提高;进行通气模型的风洞试验,其结果与不通气时的结果差异不大。