民用飞机高原机场起飞性能分析及优化

民用飞机在高原机场运营时,爬升梯度要求高,减载严重,对其起飞性能进行优化研究以增加起飞重量,在经济效益层面具有重要意义。基于理论分析,在满足适航要求的前提下,采用减小襟翼偏度和使用改进爬升法两种爬升方式,进行起飞性能优化,对不同起飞襟翼构型和不同爬升方法下的起飞距离、加速—停止距离和起飞限重进行计算分析。结果表明:通过有效优化可以显著提高飞机的起飞限重,改善起飞性能,提高运营效益。

舰载机弹射起飞及拦阻着舰动力学问题

弹射起飞和拦阻着舰是舰载机的特殊动力学问题,弹射起飞过程中的起飞离舰姿态、安全离舰速度及离舰上升航迹;着舰过程中的下滑航迹标定及保持、啮合速度及拦阻滑跑;逃逸复飞能力等是舰载机起落性能的主要评定指标。这些指标与航空母舰的大气扰动、航空母舰的纵倾、横摇和升沉运动的影响密切有关。本文在探讨舰载机起落性能研究方法的基础上,进行了示例仿真研究,其计算结果与能取得的示例飞机的某些结果是一致的。

高原机场飞机着陆滑跑距离计算与分析

分析了高原机场的飞机着陆滑跑过程,针对现有方法关于刹车折算摩擦系数的取法不适合计算高原机场飞机着陆滑跑距离的问题,提出了基于速度与摩擦系数关系的刹车摩擦系数计算方法,并考虑了刹车性能、位置的影响,建立了高原着陆数学模型。应用Visual C++语言编写了飞机着陆滑跑距离计算程序,经高原机场测试,Ⅰ型飞机的实测滑跑距离与程序计算距离的最大绝对误差不超过48m,最大相对误差不超过2.7%;Ⅱ型飞机的实测滑跑距离与程序计算距离的最大绝对误差不超过100m,最大相对误差不超过4.2%,验证了模型的有效性。结果表明计算模型可用于高原机场着陆滑跑距离计算,模型精度较高,计算范围广。

飞机操纵前轮转弯运动的数学模型及数值仿真

对于飞机滑跑时的操纵前轮转弯运动，本文建立了包括飞机整体运动和前轮转向运动的数学模型，用牛顿－欧拉法导出了非线性运动微分方程组，并求出数值解。在一定限制条件下计算出飞机前轮的最大转向角和飞机的动态响应曲线及其重心的运动轨迹。

地面效应对舰载机起飞特性的影响

众所周知,地面效应(以下简称“地效”)对近地飞行时飞机的迎角、升力、阻力和洗流场都有明显影响,而尤以升力效应对起飞特性的影响最为严重。舰载机在飞离甲板瞬间地效升力突然损失,可能导致“下沉”现象,直接影响到飞机的安全。本文的工作包括两个主要方面:1.在总结现有文献的基础上,提出在不同离陆高度时全机气动参数的计算方法。2.研究舰载机在飞离甲板瞬间因突然失去地效而导致起飞特性的变化,特别是下沉问题。算例表明,地效使得甲板起飞和地面起飞特性有明显区别,是舰载机设计中必须考虑的重要问题。

使用反推力时飞机着陆滑跑距离的换算

以装有反推力装置的某型飞机为研究对象,对其着陆滑跑距离向标准条件换算的方法进行了研究,给出了换算公式,并应用该方法将该机的实际试飞结果向标准条件进行了换算。结果表明,换算方法是正确的,该方法对其它带有反推力装置飞机的着陆滑跑距离向标准条件换算亦具有一定的参考价值。

斜板滑跳起飞动力学特性研究

综合研究了飞机从航母上斜板滑跳起飞动力学问题，建立了考虑甲板运动、起落架变形运动在内的完整的飞机动力学方程，分析讨论了航母纵摇和垂荡、起落架变形、发动机推力及斜板形状等因素对起飞特性的影响，为飞机采用斜板滑跳起飞可行性提供了理论计算方法．

舰载飞机弹射滑跑起飞特性计算

给出舰载飞机从航空母舰上弹射滑跑起飞的动力学模型、基本解算方法和示例计算结果。考虑了起落架油液减震装置的柔性对起飞滑跑特性的影响,列出了起落架受力的数学模型和飞机纵向动力学方程。根据编制的计算机源程序,以典型的A—6舰载机为算例,给出在整个弹射滑跑起飞过程中的a,x,(?),y和(?)等弹射运动参数的动态反应特性。

飞机穿越微下击暴流风场进场着陆运动特性

应用模糊逻辑建模与辨识的方法建立了微下击暴流模型 ,利用此模型对 A30 0飞机进场着陆时穿越微下击暴流进行了模拟 ,分析了低空风切变模型中高度因素的影响 ,说明了二维模型比一维模型更为优越。结果表明 ,提出的建模方法能够更好地反映出飞机穿越微下击暴流的动态特性。通过分析初始高度对飞机穿越微下击暴流动态性能的影响 ,得出了一些重要的结论 。

舰载机着舰减震新技术研究

在航空母舰上引入降落区的概念,考虑航空母舰的运动模型,建立了舰载机在该降落区上降落时的简化分析模型;推导出了基于该分析模型的运动微分方程及相关参数的表达式,采用数值分析方法解出飞机垂直撞击舰面降落区这一过程的动态响应,给出机身载荷-时间历程曲线和舰面垂支反力-时间历程曲线等。与原模型分析结果相比,机身受载和舰面垂直反力峰值减小分别37.3%和37.2%,有效地减小了舰载机着舰的冲击载荷。

飞机地面运行的动力学模型

建立的飞机地面运动数学模型是“可操纵的”,机体有 6个自由度。该模型只要给定操纵信号 ,就能求出前轮和飞机的运动及其相互作用。飞机地面运动模型采用无滑动轮胎模型 ,不再引入任何人为的运动学假设 ,不要事先给定前轮转角 ,不依赖于需要复杂测定的侧向力函数 ,考虑了轮胎的滚动特性。对飞机的地面运动一直沿用瞬时转动中心等价于质心轨迹的曲率中心的假设。研究表明 。

非线性反馈线性化方法在飞控系统中的应用

应用非线性反馈精确线性化方法进行了飞机自动着陆系统设计。首先， 用非线性微分方程组表示的飞机纵向控制系统， 在经过输入输出反馈线性化以后， 可等效为线性系统； 然后，用线性的ＰＩＤ控制方法对变换后的线性系统进行了设计； 最后， 考虑风的干扰， 对所设计的飞机自动着陆控制系统进行了数字仿真。仿真结果表明，

舰载飞机弹射起飞过程中的几个问题

本文着重研究舰载飞机在甲板起飞时采用一种弹射起飞所出现的一些问题:(1)地效对舰载飞机起飞时下沉量的影响;(2)起飞姿态和起落架突伸问题;(3)前起落架载荷与起飞特性的关系。

DFBW飞机人-机闭环纵向着陆特性研究

本文根据试飞员的飞行体会和一组试飞曲线,提出驾驶员参数随着着陆过程变化的频率域模型,建立装有DFBW飞机的人-机闭环系统数学模型,编制非线性全量时域仿真程序,对纵向着陆过程动态作了全面的定量分析,其结果与装有MCS飞机的试飞情况吻合,验证了本文建模、程序可信度和精度,从而得出某DFBW飞机着陆特性是可被驾驶员接受的一些有益结论。

舰载飞机弹射起飞自动控制上升的飞行特性

根据舰载飞机弹射起飞上升段的纵向动力学方程和迎角自动控制的升降舵偏角调节规律，计算了Ａ－６飞机的迎角、俯仰角、飞机重心垂向位置等随时间的变化。确定了传递系数ｋα，ｋθ的合适范围。讨论了以最大容许的下沉量作为约束的指令迎角的量值。提出了舵面偏角调节规律的一种设计方法。

某无人机基于载重任务的重心位置配置分析

基于某无人机的载重任务特点和要求,提出和分析了一种通过利用载重物调节无人机任务阶段重心位置,改善爬升和下滑阶段升阻特性来提高性能的方法。推导了重心位置变化与配平升力线斜率、升致阻力系数之间的关系。分析了通过调节重心位置改善爬升和下滑阶段升阻特性,从而提高性能的可行性;并结合实际模型进行了爬升与下滑阶段升阻特性计算。通过与任务阶段重心位置始终保持不变设计方案的对比,得出了通过调节重心位置可有效改善飞机爬升和下滑阶段升阻特性,提高性能的结论。

战斗机地面斜板起飞初探

应用数字仿真方法 ,计算了歼击 7型飞机的地面斜板起飞性能 ,并分析了计算结果。初步探索了采用地面斜板起飞缩短飞机起飞距离问题。对斜板形状对飞机起飞性能的影响及斜板起飞中飞机姿态的控制进行了分析讨论 ,为进一步研究斜板起飞技术打下了基础。

舰载飞机下滑着舰特性研究

使舰载飞机在航空母舰上安全降落，则主要表现为对飞机的下滑轨迹高精度的快速跟踪控制。首先讨论下滑轨迹角的确定因素和下滑时的速度特性，然后对下滑轨迹的快速跟踪控制进行了研究，并指出其基本特征。

一种飞机低空下滑定高控制方案改进设计及仿真

飞机低空下滑定高飞行是飞机着陆飞行阶段中的重要一环,其下滑改平飞行轨迹的优劣及轨迹控制精度的高低对飞机的安全着陆至关重要。为此设计了一种低空下滑定高控制方案,即：内回路采用均衡式反馈舵回路,外回路加入俯仰角信号＋延迟接入高度定高系统的控制方案。为验证该结构方案的准确性,对其作了大量仿真研究,仿真结果显示,所设计的结构方案及其控制规律可使下滑定高控制系统的动、静态性能得到明显改善。

推力矢量飞机的起飞性能研究

简述推力矢量技术的作用。建立了带三轴推力矢量飞机的起飞滑跑段运动方程。通过数值仿真探讨了推力矢量的偏转大小对起飞性能的影响 ,对不同推力矢量偏转下飞机起飞性能的仿真计算结果进行了分析。仿真结果表明 。