飞机为什么会飞

《少儿科技》今年第3期刊载《信天翁与飞机“翅膀”》一文,文章提出了“飞机为什么会飞”这个有趣的话题。最早揭示飞机飞行原理的是瑞典科学家丹尼尔·伯努利。他于1742年发现     

典型大型商用飞机撞击问题数值建模及计算

基于对空客A320的结构分析,开展了大型商用飞机结构简化和建模方法研究,建立了结构较为详细的飞机有限元计算模型,确定了适当的网格尺寸;通过将飞机撞击刚性靶体的数值模拟结果与Riera理论计算结果进行对比,验证了所建立的大型商用飞机有限元计算模型的合理性以及数值计算方法的可靠性.该大型商用飞机有限元计算模型可用于飞机冲击载荷特性的进一步分析,也可直接用于飞机撞击作用下结构响应安全性评价的数值模拟.     

破片式战斗部作用下固定翼飞机的易损性评估

为提高固定翼飞机的战斗生存能力,提出了一种飞机易损性评估的计算机仿真方法.建立了破片式战斗部作用下的飞机易损性评估模型,该模型主要包括飞机目标描述、毁伤场模型分析、弹目交汇分析、飞机关键部件分析、部件毁伤评估、毁伤树模型等内容.该模型具有以下优点:在弹目交汇过程中考虑了战斗部和目标的速度及方位的影响;在关键部件分析中考虑了部件冗余对易损性评估的影响.以上两方面使易损性评估更能反映实际情况.以此模型为基础,运用VC+ +开发了飞机易损性评估仿真软件(ATVASS).并以某固定翼飞机目标为例,用ATVASS软件进行了易损性评估,得到了该飞机在破片式战斗部作用下的易损性规律及改进意见,对飞机防护和生存力的设计具有指导意义.     

考虑主动自主防御能力的飞机生存力模型

针对现有模型在计算飞机主动自主防御下的生存力时存在不足的问题,提出了一种新的飞机生存力计算模型.从作战使用中攻防结合的角度对飞机生存力进行分析,根据飞机和威胁之间的相互制约联系,定义了飞机作为武器平台的主动自主防御能力,在主动自主防御能力与武器自身生存状态正相关的条件下,建立了与主动自主防御能力有关的生存力计算模型;用算例验证了该模型的正确性和合理性,并分析了该模型中生存力的影响因素.结果表明在威胁系统一定的情况下,考虑飞机主动自主防御能力影响之后,飞机生存力得到了明显提高,而且提高的趋势和程度与飞机主动自主防御能力及威胁目标的易损性有关.     

基于改进鲸鱼算法优化神经网络的飞机空气循环系统建模及故障分析

飞机空气循环系统在飞行过程中很容易出现故障,因此在地面上模拟仿真飞机空气循环系统有着重要意义.首先建立飞机空气循环系统仿真模型,针对该系统建立神经网络模型进行训练;引入PID控制算法调节参数以应对飞机遇到的不同飞行状况;针对神经网络模型引入鲸鱼算法,并运用烟花算法、重启机制和正余弦混沌双弦算法对鲸鱼算法进行改良.结果表明:模型可以模拟飞机引气到排出过程,以及不同情况下飞机空气循环系统4个主要组件的出口温度;神经网络系统可以根据输入指标数据预测不同组件的出口温度,并分辨出飞机空气循环系统是否出现故障及哪里出现故障.改进后的神经网络训练速度加快,准确率提升,明显降低了陷入局部最优值的可能性.     

固定翼飞机动力学模型的子空间辨识方法

针对子空间模型辨识(SMI)方法这类线性模型辨识技术存在的建模误差,提出一种两阶段固定翼飞机飞行动力学模型辨识方法.首先采用基于辅助变量的闭环SMI方法辨识飞机的近似线性模型;然后,利用该模型构建扩张状态观测器,从而估计出系统中的非线性动态数据;在此基础上,进一步采用神经网络建立系统非线性动态的分散式模型.最后,利用B747飞机6自由度非线性模型进行系统辨识实验,所得结果验证了该方法的有效性.     

基于SolidWorks的飞机模型设计及其轮廓样条函数的构造

介绍了一种利用SolidWorks三维制图软件设计用于低速风洞试验的飞机模型的方法;在此基础上,从设计好的飞机模型提取若干特征点并通过Matlab编程构造了该模型的机身轮廓的三次样条曲线函数.     

民用飞机迎角限制器设计与分析

该文对飞机边界控制中的迎角限制技术进行了分析,对几种工程实用的迎角限制器结构以及优缺点进行了描述,结合A320飞机以及C17飞机的迎角限制器的特点,给出了一种迎角限制器设计方案,对设计的迎角限制器的工作原理进行了描述;然后基于一种典型民用飞机进行了迎角限制器控制律设计,使用Matlab/Simulink软件建立了迎角限制器控制律仿真模型;最后对飞机迎角限制器控制律模型进行了仿真验证,结果表明设计的迎角限制器方案是可行的,可应用于工程实际。     

舰载飞机自动着舰仿真系统建模

舰载飞机自动着舰系统建模是现代航空母舰舰载飞机系统的关键技术之一,是构建舰载飞机着舰仿真系统的核心内容.围绕舰载飞机自动着舰引导和控制结构,分别建立了海浪和航母甲板运动、舰尾流、甲板运动补偿模型和舰载飞机引导控制等关键数学模型;最后采用模块化设计思想,按照舰载飞机着舰仿真系统各部分功能划分了软件模块,定义了各模块输入、输出关系;构建了仿真程序流程,完成了舰载飞机自动着舰仿真系统设计.     

基于动态RCS模型的天波雷达发现概率计算方法

针对现有方法影响因素考虑不全导致计算结果与实际情况有较大偏差的问题,提出了一种改进的天波雷达飞机目标发现概率计算方法。归纳了不同电离层状态对天波雷达探测距离的影响。考虑目标在给定航路飞行过程中的雷达截面积随姿态变化,建立了目标动态雷达截面积计算模型。在此基础上,利用瞬时发现概率模型和综合发现概率模型求得天波雷达飞机目标发现概率。实例计算结果表明:电离层Es全遮蔽状态导致目标发现概率下降了0.273,不同航路和飞行姿态条件下目标发现概率差异较大,最大差值达0.253。     

柔性飞机起落架设计探析

以弹性飞机的三质量块等效模型、油气缓冲器多方指数气体弹力模型、油气缓冲器速率平方油孔阻力模型、幂函数轮胎力模型进行弹性飞机着陆动力学模拟,采用柔性飞机起落架优化设计方法,研究了机体结构振动对起落架设计参数优化的影响,探讨了改进柔性飞机起落架设计的被动控制方法。     

飞机电源系统的建模方法研究

多电、全电飞机已经成为当代新型飞机发展的方向,电气系统的复杂化也成为了一种趋势。研究主要涉及了使用功能模型方法对飞机电源系统进行分析,并且针对双通道发电机飞机电源系统在正常与非正常条件运行下的仿真研究。还展示了部分电源系统的功能模型,整合该模型以研究复杂的飞机电源系统的高速仿真,计算时间上取得的加速,体现出了功能模型建模方法的优越性。     

飞机环控系统引气污染耦合仿真研究

目前对飞机环控系统引气污染的研究无法从环控系统中污染物的产生到座舱内污染物的扩散进行整体仿真模拟。通常所采用一维系统仿真软件AMESim可以对飞机环控系统进行精确建模,获得各个部件内参数的变化;却不能得到详细的流场信息和污染物扩散信息。而计算流体力学软件FLUENT可以提供座舱内非常详细的流体计算结果;但却无法对环控系统各个部件进行精确建模。采用AMESim-FLUENT耦合计算模型,针对飞机引气污染建立联合模型,研究了污染物在环控系统与座舱内的扩散。研究结果表明,AMESim-FLUENT耦合计算模型可以成功模拟引气污染在环控系统以及飞机座舱内的扩散;且耦合计算结果比单一系统仿真模型计算结果更为精确。这种耦合计算方法对于飞机环控系统整体研究具有重要意义。     

人机闭环仿真方法研究及应用

该文对人机闭环仿真方法进行了研究,建立了由飞机本体动力学模型、飞机气动力模型、飞机控制系统模型和驾驶员模型等子模块构成的仿真模型,并以起飞阶段单发停车的操稳特性评估为算例,分析了采用人机闭环仿真方法对飞机的操稳特性评估的基本流程。研究表明,人机闭环仿真可以有效揭示飞机的动态响应过程和驾驶员的操纵历程,具有快速和高效的特点,可以有效的降低操稳特性评估的时间成本和经济成本。     

运输类飞机人为因素适航评审过程概述

本文阐述了运输类飞机人为因素适航评审过程,包含评审指导思想、评审方法、评审过程;介绍了CODEP方法、"T.E.S.T"矩阵模型、飞行员的"信息加工模型",为运输类飞机人为因素设计和适航评审提供指导。     

飞行器表面沉积静电分布仿真

研究飞行器表面沉积静电分布规律对于评估其在飞行过程中的静电安全性具有重要意义.结合某型实体飞机开展1:1仿真建模与计算.通过仿真计算,得到了飞机在飞行状态下的电容,对比分析了模型结构、沉积电荷量对飞机表面电荷密度和电场分布的影响规律.结果表明:在飞行状态下飞机的电容约为460.5 pF;模型结构对飞机机头处的静电场有影响,驾驶舱、机舱舷窗等结构使得机头处的静电场变化约20％,而对其他位置处的静电场影响较小;不同沉积电荷量下飞机各放电刷处的静电场强度呈线性变化规律,飞机各放电刷处静电场强度不同,其中放电刷静电场强度最高处比最低处高约97％.     

基于粗糙集的老龄飞机金属结构安全性评估方法

针对我国飞机老龄化日益严重的问题,研究了老龄飞机金属结构安全性评估方法。首先根据老龄飞机的结构特点及使用规律,分别从外载荷、腐蚀环境及使用维护等3个方面,分析建立了老龄飞机金属结构安全性评估的指标体系,总结出15项评估指标;然后利用粗糙集理论及信息熵算法计算了各指标的权重,并建立了安全性评估模型;最后以某型飞机为例进行了分析。结果表明该评估方法基本可以涵盖老龄飞机安全性评估的要素,体现飞机安全性状况;所设定的属性值离散化节点可以较好地反映各影响因素的特性,相比常用的专家打分法更加客观,对老龄飞机的安全性评估可以取得较好的效果。     

基于粗糙集的老龄飞机金属结构安全性评估方法

针对我国飞机老龄化日益严重的问题,研究了老龄飞机金属结构安全性评估方法。首先根据老龄飞机的结构特点及使用规律,分别从外载荷、腐蚀环境及使用维护等3个方面,分析建立了老龄飞机金属结构安全性评估的指标体系,总结出15项评估指标;然后利用粗糙集理论及信息熵算法计算了各指标的权重,并建立了安全性评估模型;最后以某型飞机为例进行了分析。结果表明该评估方法基本可以涵盖老龄飞机安全性评估的要素,体现飞机安全性状况;所设定的属性值离散化节点可以较好地反映各影响因素的特性,相比常用的专家打分法更加客观,对老龄飞机的安全性评估可以取得较好的效果。     

飞机雷电间接效应仿真与研究

为了分析雷电对飞机的间接效应,采用基于传输线矩阵法的电磁仿真软件CST,对某小型纯金属机身飞机进行大电流脉冲注入仿真。具体仿真分析注入不同雷电流模型,雷电以3种路径击中飞机时,飞机的表面电流分布、舱内外不同部位的瞬态磁场分布以及内部不同类型电缆的耦合情况。仿真结果表明,飞机表面电流分布与雷击路径有关,与雷电流模型无关;飞机内部电缆耦合情况受雷电流参数影响较大;且不同类型电缆有不同的耦合表现;飞机各部位的磁场强度随雷电流幅值增大呈线性增长,舱内机箱上的磁场强度是机身外部磁场强度最大值的0.29%。     

基于蒙特卡洛仿真的高空尾涡运动特性

飞机在飞行过程中形成的尾涡流场是飞行安全重要影响因素.为研究飞机尾流在12500 m以上高空空域对下方飞机造成的影响,基于尾涡仿真快速计算模型建立了尾涡物理模型,采用蒙特卡洛方法对不同飞行高度处尾涡涡核的下沉高度进行仿真实验,分析了高空与中低空的涡核下沉高度差异性;然后计算不同飞机质量及大气湍流度下的高空尾涡涡核下沉高度,并对高空尾涡涡核下沉高度的影响因素进行分析.研究发现:与中低空相比,高空尾涡涡核下沉高度有所增加,平均增量为42.4～49.7 m;减小飞机质量可以降低垂直高度上的尾涡影响范围;当涡流耗散率超过1.2×10-4 m2/s3后,高空尾涡涡核下沉高度的变化较为缓慢.研究结果为高空尾流垂直间隔缩减研究提供参考.