颠簸对飞机的影响

颠簸对飞行有很大影响,飞机在飞行中遇到扰动气流时,将受到不均匀的空气动力冲击,造成飞机左右摇晃、前后巅顿、上下抛掷,即为飞机颠簸.尤其是当颠簸强烈时,1 min内,飞机可上下抛掷几十次,高度变化几十米,造成飞行员操纵困难,会使飞机的结构遭到破坏,甚至会折断机翼,造成机毁人亡事故.该文对中度以上的颠簸进行天气系统分析,发现产生高空颠簸的最主要原因是空中风切变和温度差异.风切变有垂直风切变和水平风切变两种,温度差异也分垂直温度差和水平温度差.水平风切变和水平温度差范围相对较大,对颠簸的产生其主要作用,但飞机在起飞和着陆时遇到的低空颠簸,则主要来自风的垂直切变.     

晴空湍流天气的分析与探讨

高空晴空湍流是产生飞机颠簸的重要原因,被称为飞机的“隐形杀手”,但晴空湍流的探测和预报都是非常困难的。又由于晴空湍流不伴有可见的天气现象,飞行员很难事先发现,因而对飞机安全造成很大威胁。本文对晴空湍流的形成和产生晴空湍流的几种天气类型进行介绍,对一次飞机遭遇晴空湍流事例进行分析,并就飞机遭遇晴空湍流时应采取的措施,从天气分析的角度做了探讨,希望为保证飞行安全提供一些有益的参考。     

基于系统辨识的垂直/短距飞机垂直起降过程升力损失建模

采用系统辨识的方法对垂直/短距飞机垂直起降过程中的升力损失问题进行建模和计算.与传统的机理建模结合经验公式估计升力损失的建模方法相比,该方法解决了复杂结构垂直/短距飞机机理模型参数选取困难和落压比随喷射气流变化的问题,提高了模型可信度与适用性.完整的辨识系统由六分量天平、应变力传感器阵列、飞控系统和地面站组成,根据系统的输入输出辨识垂直起降过程升力损失模型.     

弹性飞机阵风缓和鲁棒控制研究

阵风干扰一直严重影响着飞机的飞行稳定性、性能和乘坐舒适度.基于现代鲁棒控制理论,研究了在气动弹性效应影响下的飞机阵风载荷减缓控制器的设计方法.首先根据气动弹性状态空间模型得到某通用飞机在纵向平面内的运动方程.然后在Dryden阵风模型作为外界干扰输入下,对弹性飞机标称系统设计了H∞控制器,取得了良好的阵风减缓效果,使得翼尖相对位移和质心加速度的均方根分别减小了66%和23.7%,同时讨论了评价输出加权函数的选择方法.由于系统在真实的环境下会存在不确定性,结合构建的不确定模型,设计了μ综合控制器,仿真结果表明,对于H∞控制器不再适用的不确定性系统,μ控制器能够满足鲁棒稳定性和鲁棒性能.     

广州白云机场"721"低空风切变天气过程综合分析

对2005年7月21目发生在广州白云机场的一次低空风切变飞行事件进行分析,发现此次过程是由超级单体风暴云产生的下击暴流和阵风锋造成的.利用机场实时的多普勒气象雷达和地面自动观测资料定量计算出风切变的大小,从而确定风切变和飞机颠簸的强度等级.并通过与飞行数据作检验分析,证实在广州白云机场现有的条件下,设计出的风切变预警方法是基本可行的.     

高雷诺数时弹性圆柱在浪流联合作用下的升力和阻力

本文在0.5×10~5≤Re≤5.47×10~5,波高(H)为15,20,25,30,40cm(相应的波浪周期Tw为1.28,1.47,1.65,1.8和2.1s)的范围中实验研究了弹性圆柱的流体载荷.通过测试圆柱表面压力,得到了稳态阻力系数、脉动升力和阻力系数,以及升力谱表达式.结果表明:圆柱振动对流体载荷有不容忽视的影响,在高雷诺数时,当波浪遭遇频率与旋涡发放带接近时,圆柱的升力谱将发生变化.     

H_∞控制在飞机阵风缓和中的应用

采用Dryden模型对阵风进行模拟,并对飞机非线性模型作了线性化处理.在此基础上选用机动襟翼和升降舵作为控制面来抑制阵风引起的附加法向过载和俯仰姿态角变化.阵风缓和系统是基于线性矩阵不等式理论进行设计的H∞状态反馈控制器.通过计算仿真,可以验证H∞状态反馈控制器具有非常有效的阵风抑制效果.     

现代气象资料在飞机颠簸预报中的应用

飞机颠簸是大气中的湍流引起的。本文分析了空气的湍流运动与飞机颠簸的关系,以及空气的散度、涡度、温度平流的变化带来的垂直运动与飞机颠簸的关系,从理论上推断出利用垂直速度场、散度场,涡度场,温度平流场等现代气象资料预报飞机颠簸的可行性。并结合实际资料,对所得结论进行了验证。     

多控制面柔性翼飞行器阵风减缓研究

小型柔性翼飞行器遭遇较强阵风时会引起姿态和质心加速度的剧烈变化,并诱发柔性机翼的弹性运动,甚至导致失稳.柔性翼飞行器的阵风减缓控制需要同时考虑刚体自由度和弹性自由度.基于最小状态法,将频域非定常气动力转化成时域状态空间形式.推导了离散阵风和连续紊流扰动下,柔性翼飞行器的纵向状态空间方程.采用预测控制方法设计了阵风减缓控制器,提出了多控制面控制分配策略,解决了强阵风扰动下独立控制面控制力不足的问题.仿真结果表明,模型预测控制能够有效减缓离散阵风和连续阵风扰动下飞行器的结构载荷,稳定刚体运动和弹性运动,其控制效果优于线性二次高斯（LQG）控制.      

大型飞机在风切变环境中的轨迹控制研究

基于低空风切变对飞行安全的影响,提出了一种控制低空风切变中轨迹的方法--改变油门加控制俯仰姿态的方法,这种方法从动力控制和飞机运动参数约束两方面提高了风切变中飞机的飞行安全性。动力控制主要是改变飞机的飞行速度,提高飞机飞行时所需的升力,俯仰姿态控制主要是防止飞机阻力过大,从而造成飞机的高度损失,同时也为了保证合适的升阻比。通过仿真分析,说明该方法可以大大提高飞机的低空安全性。     

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.     

基于方格网状等离子体激励器的翼型湍流减阻实验

等离子体流动控制技术具有结构简单、响应迅速等特点，已成为流动控制领域的研究热点。为减小飞机的湍流摩擦阻力， 提出了一种基于方格网状等离子体激励器的新型湍流减阻方法，研究了其放电特性与诱导流动特性，并在风洞中获得该激励器减小NACA0012翼型湍流摩擦阻力的参数规律。结果表明，静止条件下，方格网状激励诱导的射流速度与占空比成正比，而随脉冲频率的增大先增加后减小，诱导射流的最大瞬时速度为1.75 m/s。来流速度为15 m/s时，激励能使翼型湍流摩擦阻力减小3.5%。方格网状激励诱导产生的射流使近壁面流体整体抬升，破坏近壁面涡结构，进而抑制湍流生成，实现摩擦减阻。     

近地阶段ARJ21飞机尾流遭遇安全性研究

在实际管制运行中,为了缩短ARJ21飞机与前机尾流间隔,同时避免尾流遭遇危险事件的发生,选取前机机型为A330-200重型机,分别对ARJ21纵向和横向穿越前机尾涡场两种模式下的风险性进行了分析。首先建立了前机尾涡耗散与速度诱导模型,然后根据ARJ21遭遇尾流受力响应模型进行求解,分别计算出两种尾流遭遇模式下ARJ21整机、机翼、机身、平尾及发动机升力与力矩的变化,最后计算得出滚转力矩系数指标和过载增量指标进行安全性验证。结果表明：当ARJ21以ICAO规定的尾流间隔纵向遭遇尾涡时,其滚转力矩系数小于0.04,过载增量与安全裕度之和小于0.5;在交叉跑道上空横向遭遇尾涡时,过载增量与安全裕度之和小于0.5,验证了ICAO尾流间隔标准的安全性。ARJ21跟随A330-200的尾流间隔较ICAO标准缩短2481m,缩减率为26.79%,有效提高了机场的运行效率。     

非均匀来流下飞翼布局气动特性模拟方法研究

飞翼布局的非均匀来流会使得飞翼的流场不均匀,从而影响其气动性能。通过引入"网格速度"来计入非均匀来流的影响,求解非定常Navier-Stokes方程,实现了非均匀来流下飞翼布局气动特性的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型非均匀来流下的气动力响应进行了计算,计算结果与文献计算结果吻合良好。进一步对某飞翼布局飞机在非均匀来流下的气动力响应过程进行了数值模拟,得到了不同振荡速度比率下飞翼布局气动力系数随相位角变化曲线,结果表明,振荡速度比率越大,升力响应的幅值越大,非均匀来流对飞行器气动特性影响越明显。     

大展弦比复合材料机翼的突风响应

大展弦比复合材料机翼受到的载荷主要来源于突风,较大的突风响应会影响飞机的飞行性能和安全性.为此建立了大展弦比机翼突风响应的分析方法.对于离散突风,通过时间积分得到响应的时间历程;对于连续突风,由频响函数求得响应的功率谱密度.以某机翼为例进行了数值计算,得到了不同突风速度、不同铺层角下,机翼的突风响应.结果表明,对于离散突风,翼尖的最大加速度和翼根最大弯矩都随突风速度的增加而增加,铺层角对翼尖处的最大加速度影响不明显,但对翼根弯矩有较明显的影响;对于连续突风,随着铺层角的增加,翼尖响应的均方值有明显的增加.     

高超声速飞行器机翼关键部件损伤特性研究

为有效预防机翼关键部件损伤对飞行安全的影响, 分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞 行器飞行动态对损伤的影响。 通过建立高超声速飞行器机翼材料的损伤动力学模型以及对机翼翼梁根部载荷 应力分析, 依次分析了飞行器飞行高度、 速度、 迎角以及副翼偏转角等变量对机翼关键部件损伤特性的影响, 以确定影响损伤的关键变量。 分析仿真结果表明, 相对于其他变量, 飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响最 大。 从保证飞行器安全和延长寿命的角度分析, 应尽量限制飞行器的迎角。 从而为减损控制系统设计奠定基 础, 并为提高飞行器结构的可靠性和延长飞行器寿命提供参考。     

台风“启德”登陆过程中近地风场特征

通过对台风过程的风速及风向、阵风因子、湍流度和风速谱等参数的分析,研究了台风“启德”登陆时的近地风场特性.结果表明：台风“启德”的最大瞬时风速达到20 m/s,10 min最大平均风速为16m/s,台风登陆前,风速及风向脉动变化很大;台风登陆后,湍流度及阵风因子明显减小;风速变大,湍流度和阵风因子有减小的趋势.     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

基于数据驱动的小型柔性翼飞行器控制研究

柔性翼在阵风干扰下的被动变形有助于降低其对飞行器运动的影响,设计采用柔性翼的小型飞行器被认为是解决小型飞行器易受阵风干扰问题极具潜力的方案.同时,翼面可卷曲的特性也使得该类飞行器满足单兵便携式武器装备易携带的要求.考虑一种无副翼柔性翼飞行器区别于常规飞行器布局的特点,为解决由飞行试验数据分析得出的全动平尾舵面出现非线性饱和问题以及同时利用平尾舵面控制滚转俯仰通道引起的耦合问题,设计了一种基于数据驱动的无模型自适应控制器方案.数值仿真结果证实了针对该型无副翼柔性翼飞行器的姿态控制,所设计的控制器较传统单通道PID控制器控制效果更好.