基于凸多面体的结构性故障模型对飞行包线影响研究

飞机的安全飞行范围和飞行限制条件是保证飞行安全的关键指标,飞机失事大多是在超出安全飞行包线范围下发生的,因此在飞行的过程中,实时准确的预估飞行包线,提供飞行保护措施,对提高飞行安全具有重要的意义。本文针对飞机结构性故障的特点,研究了飞机故障和飞行包线的定性定量关系,基于凸多面体模型建立了飞机小扰动线性故障模型,通过最小二乘参数估计方法进行气动参数的在线估计与辨识,确定故障情况下的气动参数,从而进行飞行包线快速估算,提供包线保护控制依据。仿真结果验证本方法对结构性故障情况下包线估算是快速有效的。     

文章编号：调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法.并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值.     

机翼防/除冰技术研究进展

 在复杂的气象条件下飞机机翼容易出现结冰现象,结冰会导致机翼的气动布局改变,恶化飞机的气动特性与飞行性能,影响飞行安全,因此开展飞机机翼的防/除冰技术研究意义重大。介绍了机翼结冰的主要部位、典型冰形及其危害,采用FLUENT软件计算分析了2 种典型翼型NACA23012 和NACA0012 结冰前后的气动特性变化,总结了机翼结冰对飞机气动特性的影响规律,阐述了机翼防/除冰技术的原理、优缺点及近年的研究进展,分析了机翼防/除冰技术未来的发展方向。     

通用飞机翼尖小翼设计对飞机横航向稳定性影响研究

为了改善飞机的飞行性能,通用飞机通常会使用翼尖小翼装置,但往往会忽略它对飞机的飞行品质所产生的影响。通过对翼尖小翼产生的气动力进行计算分析,研究了翼尖小翼对横航向飞行品质的影响。研究结果表明:翼尖小翼会使荷兰滚模态振荡增加,螺旋模态稳定性增加,对飞机横航向稳定性影响较大。翼尖小翼需要针对飞机本身的气动特性进行设计。     

发动机特性反算研究

通过飞行试验得到的飞机机动性能,以及风洞试验得到的飞机气动性能,在常规飞机机动性能计算程序的基础上,提出了发动机高度速度特性反算计算模型,在这一模型中还包括一个将飞行试验测试数据转换模型,和发动机安装特性计算模型。对现役某些飞机进行模拟仿真,并与相应匹配的发动的高度速度对比表明,该计算模型合理。对以后通过飞行试验为发动机定型提供了新的理论依据,具有较好的工程应用价值。     

基于一体化设计的气动外形参数对动态特性的影响

为了提高导弹气动外形方案设计效率和设计质量,基于一体化设计方法,将导弹气动外形设计与气动特性计算、弹道仿真和飞行过程的动态特性分析等工作结合起来,分析导弹外形参数、气动力系数、动力系数、飞行动态性能参数之间的相互关系,得出部分主要气动外形参数对飞行动态特性典型参数的影响规律.仿真与计算结果验证了通过改变气动外形参数来改变弹体动态特性参数的理论分析.     

民用飞机纵向气动参数辨识研究

飞机气动参数辨识是利用飞机在飞行试验过程中测得的状态响应数据对飞机的气动参数进行辨识的技术.设计了纵向气动参数辨识的激励信号,建立了非线性辨识模型.基于极大似然法对飞行试验数据进行辨识研究,得到纵向气动参数.对比飞行试验和辨识结果仿真的时间历程,表明辨识结果准确.     

基于试飞数据的固定翼飞机盘旋性能仿真分析技术

针对飞行试验过程中的盘旋性能分析问题,提出一种以试飞数据为基础的盘旋性能仿真分析方法。首先依据拉依达准则识别试飞数据中的异常值,并根据提出的移动基准区间牛顿插值方法对异常值修正;然后建立飞机盘旋运动的动力学计算模型,采用欧拉角法通过坐标变换矩阵求解飞机盘旋动力学方程,计算结果应用中心插值算法进行平滑处理。最后基于某型固定翼飞机实际飞行试验中记录的试飞数据进行算例分析,依据能量机动理论绘制完整的盘旋性能飞行包线,将理论计算结果与仿真结果进行对比表明了所建模型与仿真分析方法的有效性与正确性,为飞机的反馈设计及飞行性能的改进提供方法及依据,在工程实际应用上具有一定的可行性。     

调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法。并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值。     

相近弹形气动参数的确定方法

提出由已知一种制导炮弹(Ⅰ型)气动特性(利用气动仿真对比计算与飞行对比试验方法)确定另一种气动外形相近的制导炮弹(Ⅱ型)的气动特性的方法.利用Jameson有限体积法求解空间流场的欧拉方程,采用笛卡尔网格技术分别对2种气动外形进行了气动力对比仿真计算.根据对比飞行试验数据对2种弹落点参数、雷达径向速度进行气动参数辨识.结果表明,仿真计算结果与根据落点参数及雷达径向速度辨识结果基本一致.该方法为根据已知气动外形准确确定另一种相近气动外形气动参数提供了一种途径.     

一种水上电动飞机支撑结构分级优化方法

针对某水上电动飞机浮筒支撑杆稳定性和装备预留空间的问题,分别从拓扑,尺寸,形状3个方面进行分析,设计一种轻量化且有良好气动外形的支撑结构.首先在已有飞机载荷与设计区域大小的情况下,基于拓扑优化方法对支撑架的包络空间进行迭代计算,得到最优传力路径,获取合理的节点位置和杆件连接方式.其次在ANSYS和iSight中采用多岛遗传算法对杆件截面尺寸参数进行联合优化,得到各个截面的最优尺寸,最终获得的结构形式既满足强度要求,且与原结构重量相比减轻了13.6％;最后通过"翼型"整流罩结构的使用减小杆件的阻力值,降低桁架结构对飞机气动性能的影响.新方案旨在为水上飞机支撑架设计提供一种新思路,也为相似的类桁架结构优化提供理论依据和技术支持.     

飞机机翼积冰表面粗糙度研究

本文对飞行过程中的飞机机翼积冰过程的数值模拟中的粗糙度计算提出了改进。此方法结合S-A湍流模型中改进的积冰表面粗糙度计算,对飞机机翼积冰过程进行了数值模拟。为验证方法的效果,本文计算了NACA0012翼型的积冰情况及对气动特性参数的影响,计算结果与试验数据结果进行了对比．并与目前国际上广泛采用的经验公式计算粗糙度的方法进行了对比讨论。结果表明改进的方法和文献中的试验数据吻合良好。     

Z字形飞机建模与半实物仿真研究

为了提高无人机飞行品质,研究无人机控制的半实物仿真应用,形成一套通用的无人机飞行控制律设计与半实物仿真方法,针对气动特性较为复杂的Z字形飞机进行了研究。Z字形飞机机翼可向机身方向折叠,便于存放和运输。根据Z字形飞机外形参数,求得气动数据,并在此基础上利用小扰动线性化原理建立纵向线性模型,通过加入干扰脉冲方式研究模型纵向静稳定性,选取各环节传递函数,建立俯仰控制回路,调整PID参数,设计纵向控制律,分别使用Simulink和半实物仿真器进行仿真。仿真结果表明,无人机具有较好的静稳定性,PID控制参数选择合理,系统超调量较小,调节时间较短,可以提升无人机飞行品质,半实物仿真可以更真实、直观地反映无人机姿态,所用建模与仿真方法可应用到其他固定翼无人机,具有一定的通用性。     

外挂武器对载机飞行性能影响研究

阐述了评估的一般模型及基本原理，定向评估了外挂武器对载机最大平飞速度、航程和气动系数等的影响，得出了评估其性能参数的数学模型，运用数学模型计算了升限的增量，结果与实际相比具有较好的一致性。     

舵机电动力加载系统的研究

针对现阶段工程实践发展的需求,对舵机电动力伺服加载系统进行了理论上的分析和研究,建立了电动伺服加载系统的数学模型。提出了相应的控制方案来提高加载系统的性能。最后进行了相关的数字仿真。     

飞机对离散突风的动态响应

本文主要叙述飞机对离散突风的非定常动态响应数值计算法.对两架样机的计算表明,通常飞机设计中选用统一缓和因子的方法是不全面的.使用本方法可以计算出飞机对任意形态离散突风响应过程中的所有非定常气动力参数和飞行状态参数.它不仅能考核已有飞机的抗紊流能力,还可对新飞机的设计提供选择参数的指导性意见.计算还表明,在研究、分析飞机对高频离散紊流的动态响应时,使用本文介绍的非定常气动力技术,也是十分必要的.     

组合循环发动机科学研究技术路线的优化

 以高速飞机、两级入轨一级平台组合动力飞行器为应用背景,以具备开发研究和工程应用基本要素为导向,优化了水平起降、重复使用、高速宽域组合循环发动机科学研究的技术路线。比较了单一类型动力飞行器与组合动力飞行器航程和载荷能力等主要功能指标,分析了组合动力飞行器对发动机性能的需求,研究了组合动力飞行器空气动力学特性、结构质量特性和组合循环发动机核心性能随飞行速域拓宽的变化趋势,提出飞行速域上限对组合循环发动机实用化具有决定性影响。构建了技术方案、飞行器需求、技术代际递进、热障等维度的组合循环发动机技术实用化评估模型。评估表明,Ma6级组合循环发动机仍需持续探索研究;Ma4级组合循环发动机与组合动力飞行器具备实施以能力形成和实用化为目标的大科学技术计划的基本条件。分析认为,Ma4亚高超飞行平台具有重大应用价值,是重大技术代际。     

后掠机翼跨音速静气动弹性特性研究

后掠机翼在飞行过程中受气动载荷影响,其机翼将产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机性能和飞行安全,不能将此种机翼当作传统的刚性机翼加以弹性修正的方法进行分析。针对这种弹性后掠机翼,应用发展的非结构动网格生成方法,以Euler方程为控制方程,耦合结构静平衡方程,采用结构影响系数法,对中等展弦比、大展弦比后掠机翼的气动力载荷和结构变形进行了求解,并对结果进行了分析。     

基于增量动态逆的大型民用飞机容错控制策略

作动器故障是大型民用飞机飞行安全中面临的重要难题,为此,提出一种增量动态逆的容错控制方法,来解决飞行控制系统故障模式下的安全飞行控制问题.首先建立大型民用飞机非线性动力学模型及执行器故障模型;其次,根据非线性动态逆理论,提出增量形式的动态逆算法,并针对执行器故障模式,设计相应的容错控制器,增量动态逆控制引入加速度信号反馈,降低了控制律对于模型的敏感度,提高了闭环系统的鲁棒性.针对姿态回路跟踪,设计了增量动态逆姿态控制器.最后,以某型民用飞机为对象,开展了执行器故障模式下姿态角跟踪控制仿真.仿真结果显示,增量动态逆控制律在大型民用飞机的容错控制策略方案中克服了模型的不确定性,且可以达到较好的控制效果.