短距起飞垂直降落飞行器飞行品质研究

根据短距起飞垂直降落(STOVL)飞行器的特点,结合AGARD 577飞行品质规范,从操纵效能和模态特性两方面对短距起飞垂直降落飞行器在飞行品质方面提出要求。基于短距起飞垂直降落飞行器六自由度模型仿真,对飞行器在短距起降过渡状态下的操纵效能进行评估。以等效系统拟配思想,采用遗传算法与最小二乘法的混合算法,对带L_1自适应控制器的高阶飞行器模型进行低阶等效拟配。采用该低阶模型,对飞行器在不同飞行阶段下纵向与横航向的模态特性进行评估。结果表明,该飞行器在短距起降阶段具备一级飞行品质。

基于仿真模型的短距起飞性能优化

短距起飞较垂直起飞可有效提升各类特种飞行器的有效载荷与起降安全性,因此具有重要意义.基于纵向飞行力学模型,针对某小型无人倾转旋翼飞机建立其短距起飞仿真模型,以起飞距离为目标函数,对操纵变量采用遗传算法进行优化.优化结果表明,存在一定的升降舵操纵策略使得起飞距离最小化;起飞采用固定的短舱倾转角与起飞质量存在一定的最佳匹配关系;起飞过程中对动力短舱倾转角进行合理操纵则能进一步缩短起飞距离.考虑到仿真模型与优化问题在数学上的普适性,该方法适用于包括传统固定翼飞机和直升机的其他类飞行器的短距起飞性能优化.

短距起飞/垂直降落战斗机发动机发展及关键技术分析

短距起飞/垂直降落战斗机具有独特的技术特点和较好的环境适应性,生存力强,推进系统尤其带升力风扇的发动机是其关键技术之一。综合分析了短距起飞/垂直降落战斗机发动机的发展历程,总结了升力风扇+常规发动机型短距起飞/垂直降落战斗机发动机的4项主要关键技术:发动机总体设计技术、升力风扇设计技术、3轴承偏转喷管设计技术和升力风扇机械系统设计技术。经分析认为,通过一定技术途径突破上述4项关键技术是掌握短距起飞/垂直降落战斗机发动机技术的关键。

先进短距起飞垂直着陆飞机的建模与仿真研究

先进短距起飞垂直着陆(ASTOVL)飞行/推进综合控制技术的实现,需要进行大量的理论研究和仿真计算,以确定最优控制律。通过用全量非线性方程来描述的该类依靠气动舵面和推力矢量融合控制技术的飞机运动状态,建立了六自由度的飞机动力学数学模型。由于没有对刚体飞机数学模型和气动数据进行线性化处理,因而所建模型不仅能较全面地反映STOVL飞机的实际运行特性,而且具有较强的通用性。最后,以某型号STOVL飞机为背景,在MATLAB5.2/Simulink环境下研究和开发了飞行数字仿真器,介绍了仿真软件的设计思想和程序架构,并通过数字仿真验证了该仿真器的正确性。

带升力风扇飞机的短距起飞建模和仿真研究

着重研究带升力风扇飞机在考虑地效时的短距起飞性能。结合地面效应在飞机起飞时的影响,气动舵面和推力矢量融合控制技术的飞机运动状态,建立了考虑地效的飞机纵向动力学数学模型。最后以某ASTOVL验证机为背景机,借助Matlab7.1/Simulink环境,对三种不同动力方案飞机的起飞过程进行仿真计算,并与飞行试验结果相比较,结果表明考虑地效时建立的数学模型具有更好的可信度;同时可以看出采取不同推力矢量动力方案对飞机起飞性能的改善有很大的差异,尤其是带升力风扇的推力矢量飞机在短距起飞性能上可以获得明显的收益。

先进的短距起飞垂直着陆技术发展综述

本文简要介绍了先进的短距起飞垂直着陆飞行技术的特点,详细分析了国外研究和发展状况,讨论了实现先进的短距起飞垂直着陆的关键技术,最后提出了我国开展此技术研究的建议。

基于控制分配的推力矢量短距起飞垂直降落飞机减速过渡控制

针对推力矢量型短距起飞垂直降落飞机由平飞到悬停的减速过渡过程中面临非线性、控制量冗余且耦合等问题,本文建立了含执行器约束的推力矢量短距起飞垂直降落飞机六自由度非线性数学模型,提出一种基于智能控制分配的减速过渡过程控制方法:以非线性增量动态逆方法设计控制律,获得虚拟控制指令。考虑执行器执行能力和过渡过程期望指标设计优化函数,使用改进的粒子群算法在线解算实际控制量。仿真实验验证了该方法在过渡过程中具有指令跟踪精度高,对气动参数摄动与外界风干扰鲁棒性强等优点。

面向方案设计的倾转旋翼飞机短距起飞性能

倾转旋翼飞机同时具备低速垂直起降和高速巡航飞行的能力,受到航空从业者高度重视;而短距起飞相比于垂直起飞可以提升有效载荷以及起降安全性,是倾转旋翼飞机特有的起飞方式之一。面向方案设计阶段,研究倾转旋翼飞机在短距起飞模式下,推导该类飞机地面滑跑距离与短舱动力倾转角、推重比等设计参数之间简洁有效的理论公式;并予以计算分析。结果表明:该方法合理可信,所得结论可为同类飞机设计提供参考,具有良好的工程应用价值。

短距起飞/垂直降落飞机外流场特性研究

为探索和研究短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机,在垂直降落状态时的外流场特性和热燃气再吸入等飞推一体化关键问题,对STOVL飞机F-35B进行了飞机机身重构和网格划分,利用Fluent软件完成了F-35B外流场的三维数值模拟。研究了垂直降落状态下飞机不同离地高度和不同喷管面积下的热燃气再吸入问题。同时,给出了进气道入口截面、地面和机身的温度分布,直观说明了其升力系统方案的外流场技术特点。结果表明:为防止热燃气再吸入,应合理选择升力风扇喷口与主发动机喷口的面积相对值,并结合实际所需升力比,尽量减小两个喷口的面积比。

短距起飞/垂直降落飞机动力装置特点及关键技术分析

动力装置是短距和垂直起落(STOVL)飞机设计的关键,直接影响其研制的成败。对国外3种典型的STOVL飞机进行分析,结合不同STOVL飞机需求对4类动力装置特征、结构特点、工作原理及发展状况进行归纳及总结。详细提出STOVL飞机动力装置的6类关键技术并进行了技术评价,对发展装备和开展技术研究提出建议,综合分析认为动力装置技术是中国发展STOVL飞机的瓶颈,需要重点研究并予以突破。

初步设计阶段倾转旋翼机短距起飞性能设计方法研究

倾转旋翼机兼具垂直起降和高速巡航能力,已在诸多领域得到广泛应用。研究倾转旋翼机特有的短距起飞方式下的起飞性能设计计算方法,对飞机研制项目的成功具有重要意义。提出一套适用于初步设计阶段短距起飞方式下的起飞性能设计方法,该方法包括短舱最小倾斜角的确定、起飞离地速度和起飞距离计算公式的推导;同时将该方法用于倾转旋翼机的初步设计,并分析机场海拔高度和不同天气条件对起飞性能的影响。结果表明:该方法计算结果合理,符合起飞规律,具有良好的工程应用价值。

Y12Ⅳ型飞机短距起飞,着陆性能飞行试验测试与分析

介绍了Ｙ１２Ⅳ型飞机短起飞，着陆性能地试验的测试方法和数据处理方法，对测试参数在数据分析处理中的作用和对测试结果的影响进行了分析，从保证数据处理结果满足适航相关性的角度，对重要参数的测试精度和采经提出要求，并对测试方法提出了改进措施，为今后进一步提高飞行试验参数测试和数据处理的准确性，提供改进依据。

短距起飞/垂直降落发动机建模技术研究

参考常规双轴涡扇发动机数学模型,建立了适用于短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机的变循环发动机部件级数学模型;通过特性外推,建立了轴驱动升力风扇数学模型;采用神经网络映射涵道总压损失的方法,建立了滚转喷管和外涵模型.根据STOVL发动机结构和部件变化特点,建立了稳态和动态共同工作方程.参照国外文献仿真数据进行设计点计算,并按照Bevilaqua提出方法开展了由常规涡轮风扇模式到悬停涡轮轴模式的过渡态仿真.仿真结果表明:建立的数学模型在悬停状态设计点和高空巡航点与国外文献数据相比误差均小于1.5%,推力达到悬停状态要求,符合STOVL发动机的设计特点,验证了该建模方法的有效性.

短距起飞垂直着陆推力矢量无人飞行器减速过渡控制律设计

为实现短距起飞垂直着陆(STOVL)无人飞行器在推力矢量控制下的减速过渡,研究减速过渡阶段的控制律综合设计方法.首先通过分析STOVL无人飞行器减速过渡性能,对减速过渡推力矢量控制方案进行了评估;然后采用隐式动态逆方法设计导引律,为STOVL无人飞行器按预设任务减速过渡提供可达的控制指令;最后采用改进的特征结构配置方法进行内环控制律设计,跟踪导引指令并保持姿态稳定,伴随动压降低加入姿态喷管控制,辅助气动舵面稳定姿态.由全量六自由度飞行仿真结果表明:当减速过渡速度低于最小平飞速度以后,STOVL无人飞行器依然保持良好的航迹跟踪和姿态稳定.该方法完全采用直接配置法,有利于随控布局总体方案的快速评估.

短距起飞/垂直降落战斗机升力风扇驱动方案研究

为了降低短距起飞/垂直降落战斗机轴驱动升力风扇驱动系统的设计制造难度,提出了一种利用发动机外涵道抽气在小涡轮中做功以驱动升力风扇的新方案,并建立了小涡轮驱动方式下的总升力和热效率计算模型。对总升力和热效率的计算结果表明,在选取合适的抽气比及小涡轮进气温度时,小涡轮驱动方式所产生的总升力与轴驱动方式相当或更大。小涡轮驱动方式除垂直起降阶段系统热效率略低外,在质量控制、设计开发难度、调节与控制、升力风扇布置灵活性等方面均具有优势。

短距起飞垂直降落飞行器飞行品质研究

根据短距起飞垂直降落(STOVL)飞行器的特点,研究了STOVL飞行器在飞行品质方面的特殊要求。在总结AGARD 577和MIL-F-83300飞行品质规范的基础上,分析了STOVL飞行器在过渡和悬停状态下对俯仰、滚转、偏航的控制效能要求,以及阻尼比和频率要求。计算了某STOVL无人飞行器在过渡状态下的部分性能和飞行品质,分析了其纵横向稳定性,并根据飞行品质要求提出了一些建议。

基于LADRC的舰载V/STOL飞机短距起飞性能优化

针对垂直/短距起降(V/STOL)飞机在有限的甲板上实施滑跑起飞以及离舰后快速、稳定爬升的实际需要,对其整个过程进行操控优化以提升短距起飞性能。建立了反映多推力矢量操纵特性的非线性动力学模型,其中包含了地面效应模型和V/STOL飞机特有的喷气诱导效应模型。分别以舰面滑跑距离最短和离舰后增速时间最短为优化指标,给出了舰面滑跑和离舰初期的预置多推力偏转方案。在此基础上,提出了一种线性自抗扰反演(LADRC-Backstepping)控制方法,以实现对爬升角不确定非仿射系统的有效控制,其中设计了一种辅助补偿系统来拟制控制量的饱和,同时保证了爬升角跟踪误差的有界性;直接利用一种高阶LADRC方法设计了俯仰角控制器,确保了V/STOL飞机最终以稳定的姿态爬升。仿真结果表明,所提出的'二次预置多推力偏转角+爬升角控制+俯仰角控制'的分段优化操控策略,能够较好地提升V/STOL飞机的短距起飞性能,对内部不确定性和外界干扰具有较强的鲁棒性,可满足实际飞行任务的需要。

短距起飞垂直降落战斗机发展及关键技术分析

短距起飞垂直降落战斗机是一种不需要固定机场,可从较短或受破坏的跑道或适当的海军舰船上起飞及垂直降落的战斗机,既能显著降低飞机对起降条件的要求,又具备较强的飞行作战能力。本文概述了短距起飞垂直降落战斗机的发展现状和技术特点,并对飞机设计涉及的主要关键技术进行了总结分析。

F-35B短距起飞

短距起飞与常规起飞相似，只是滑跑距离更短，实现的技术途径可以是采用喷气襟翼，利用喷射气流的引射作用，增大升力，也可通过偏转喷流（或滑流）改变推力方向来提供部分升力等。