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飞机数字虚拟飞行仿真计算方法及其应用
1
作者 王立新 牛一龙 +3 位作者 刘海良 王晋 王显龙 乐挺 《航空学报》 北大核心 2025年第5期169-192,共24页
数字虚拟飞行仿真计算是一种基于“人-机-环”数学模型的一个完整飞行任务的仿真计算。在方案设计阶段,采用该方法能初步完成飞机飞行品质等级、适航符合性等评定,有效地解决在飞机研制后期若试验/试飞发现问题无法修改设计等问题。对... 数字虚拟飞行仿真计算是一种基于“人-机-环”数学模型的一个完整飞行任务的仿真计算。在方案设计阶段,采用该方法能初步完成飞机飞行品质等级、适航符合性等评定,有效地解决在飞机研制后期若试验/试飞发现问题无法修改设计等问题。对于同一科目不同飞行状态或民机改型有关科目的适航审定等,可直接应用数字虚拟飞行仿真计算的结果,且该计算方法在民机适航审定中的应用日益广泛。较系统地介绍了飞机数字虚拟飞行仿真计算方法,特别是评估飞行任务及数字化与数字飞行员建模方法等,并给出了该方法在民机构型参数设计与使用条件确定、复杂场景的飞行性能精确计算、民机适航符合性评估、军机飞行品质评定和Ⅲ类非线性PIO预测等方面的应用示例。数字虚拟飞行仿真计算为飞机设计、适航取证或飞行品质评定等提供了一套实用的数学计算方法。 展开更多
关键词 数字虚拟飞行仿真 飞行员建模 适航符合性评估 飞行品质评定 非线性PIO预测
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基于试飞的失速尾旋动力学建模与多元修正方法研究
2
作者 张子军 王志刚 +3 位作者 王业光 范睿 黄山 吕永玺 《飞行力学》 北大核心 2025年第5期1-7,共7页
基于某无人机失速尾旋试飞数据,提出了一种失速尾旋气动模型修正方法。首先,基于风洞试验数据建立了包含静态数据、动导数和旋转天平导数的失速尾旋气动力模型;其次,对数据进行滤波、频率统一等处理,完成关键气动参数的灵敏度分析,获得... 基于某无人机失速尾旋试飞数据,提出了一种失速尾旋气动模型修正方法。首先,基于风洞试验数据建立了包含静态数据、动导数和旋转天平导数的失速尾旋气动力模型;其次,对数据进行滤波、频率统一等处理,完成关键气动参数的灵敏度分析,获得影响程度较大的气动参数;然后,根据先纵向、后横侧向,先静导数、再动导数、最后旋转天平数据的修正原则,按照失速偏离、稳定尾旋和尾旋改出三阶段,基于拉伸和平移系数进行气动修正;最后,基于同源对比评价指标,结合智能优化算法,实现基于试飞数据的失速尾旋气动模型智能修正。该研究结果为掌握失速尾旋机理、获取失速尾旋准确模型奠定了基础。 展开更多
关键词 失速尾旋 气动修正 同源对比 智能优化
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基于时序融合模型的飞行质量综合评估算法
3
作者 毛海涛 刘宇麟 赵勇 《飞行力学》 北大核心 2025年第5期26-32,共7页
针对现有飞行质量评估方法存在主观性和局限性等问题,提出一种基于时序融合模型的飞行质量综合评估算法。首先,根据不同飞行科目创建飞行质量评估指标体系,建立基于指标完整度和准确度的飞行质量评估算法;然后,采用长短时记忆与注意力... 针对现有飞行质量评估方法存在主观性和局限性等问题,提出一种基于时序融合模型的飞行质量综合评估算法。首先,根据不同飞行科目创建飞行质量评估指标体系,建立基于指标完整度和准确度的飞行质量评估算法;然后,采用长短时记忆与注意力机制结合的时序融合模型对飞行员和机队进行飞行质量综合评估,并以某机队为例对算法进行了实例验证研究。结果表明该算法能够客观科学、快速高效地对飞行员和机队进行飞行质量评估,并有利于发现飞行操纵的优缺点。 展开更多
关键词 飞行质量 飞行科目 准确度 影响因子 时序融合
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十字型伞动力学建模与动力学特性分析
4
作者 于剑桥 王春辉 +1 位作者 周洪淼 于勇 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第9期885-894,共10页
针对伞-弹系统动力学建模中未充分考虑降落伞构型变化,以及流固耦合中的降落伞模型过于复杂无法直接用于非线性动力学分析的问题,提出一种面向非线性动力学分析并具有变构型特征的十字型伞多刚体动力学建模方法.采用弹簧连接的方式,构... 针对伞-弹系统动力学建模中未充分考虑降落伞构型变化,以及流固耦合中的降落伞模型过于复杂无法直接用于非线性动力学分析的问题,提出一种面向非线性动力学分析并具有变构型特征的十字型伞多刚体动力学建模方法.采用弹簧连接的方式,构建了能够表征变构型特征的十字型伞多刚体动力学模型.仿真验证了所构建的动力学模型能够体现十字型伞运动过程中的变构型特征,计算得到的十字型伞法向气动力与风洞试验中降落伞发生锥摆运动的法向力趋势一致.对十字型伞动力系统进行非线性动力学特性分析,结果表明系统存在引起构型周期变化的极限环,并对系统极限环的影响因素进行了分析,得到来流速度和连接盘直径与十字型伞系统极限环幅值的关联关系.研究结果为通过调整系统参数抑制十字型伞的非线性运动提供了理论基础. 展开更多
关键词 降落伞 多体动力学 锥摆 非线性动力学 极限环
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超声速飞机缩比模型飞行控制律参数相似设计准则
5
作者 台尚 王立新 +4 位作者 胡延国 吴昊泽 黄开 刘海良 乐挺 《航空学报》 北大核心 2025年第20期31-51,共21页
在飞机的方案设计阶段,往往通过缩比验证机的试飞近似模拟全尺寸飞机的运动,进而验证方案设计的合理性。目前仅有低速飞行时的缩比模型相似设计研究,尚未开展超声速飞机的总体参数以及飞行控制律参数相似设计研究。为了开展带线性飞行... 在飞机的方案设计阶段,往往通过缩比验证机的试飞近似模拟全尺寸飞机的运动,进而验证方案设计的合理性。目前仅有低速飞行时的缩比模型相似设计研究,尚未开展超声速飞机的总体参数以及飞行控制律参数相似设计研究。为了开展带线性飞行控制律的高增益超声速飞机缩比模型飞行试验,需要系统地研究缩比模型与全尺寸飞机总体参数以及飞行控制律参数的相似关系。首先,基于重模型法推导了超声速缩比模型的本体参数以及运动参数的相似准则。其次,分析推导了适用于所有飞行控制律构型和反馈信号的普适性的相似关系。按照控制原理的差异,将飞行控制律参数划分为反馈增益和串联动态环节2类。针对这2类参数,基于相似系统理论,推导得到了普适性的相似关系。最后,以某超声速飞机及其缩比模型为算例,完成了带控制律闭环系统的数学仿真计算。仿真结果表明,带控制律的全尺寸飞机和缩比模型的仿真结果满足运动相似关系,证明了研究结论的正确性。 展开更多
关键词 超声速飞机 相似准则 缩比模型 飞行控制律 飞行仿真
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基于噪声特性估计的气动系数辨识方法
6
作者 汪清 郑凤麒 +1 位作者 丁娣 岳茜 《航空学报》 北大核心 2025年第7期93-109,共17页
利用飞行试验数据验证和修正风洞气动力数据库,是飞行器设计与评估的一个重要环节。针对飞行试验普遍没有角加速度测量的情况,发展了一种新的气动系数辨识方法。首先将气动系数的时间导数建模为一阶Gauss-Markov过程,从而构建了气动系... 利用飞行试验数据验证和修正风洞气动力数据库,是飞行器设计与评估的一个重要环节。针对飞行试验普遍没有角加速度测量的情况,发展了一种新的气动系数辨识方法。首先将气动系数的时间导数建模为一阶Gauss-Markov过程,从而构建了气动系数辨识数学模型。然后,从似然函数最大化出发,通过理论推导给出了过程噪声和测量噪声协方差等未知统计量的解析表达式。采用平方根无迹Kalman滤波器(SRUKF)和无迹Rauch-Tung-Striebel平滑器(URTSS)进行状态估计。根据状态估计结果显式计算未知统计量并迭代修正,从而获得气动系数(作为增广状态变量)时间历程的辨识结果。2个飞机气动系数辨识算例演示了该方法的有效性。算例表明,该方法能够较好地估计未知统计量,给出合理的气动系数辨识结果。此外,该方法具有良好的收敛鲁棒性,不依赖于未知统计量的初始估计。 展开更多
关键词 气动系数辨识 噪声协方差 平方根无迹Kalman滤波器 无迹Rauch-Tung-Striebel平滑器 似然函数 飞行试验 气动参数估计
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复杂环境下舰载机人工进近着舰模型
7
作者 许鑫泽 洪冠新 +1 位作者 杜亮 刘刚 《航空学报》 北大核心 2025年第13期101-115,共15页
针对夜间环境建立了舰载机人工进近着舰模型,模型包括了舰载机、甲板运动、舰尾流、着舰指挥员、飞行员模型,飞行员模型基于MPC(Model Predictive Control)方法建立,能够描述飞行员在控制输入、速率约束下的控制策略,且在约束边界内与LQ... 针对夜间环境建立了舰载机人工进近着舰模型,模型包括了舰载机、甲板运动、舰尾流、着舰指挥员、飞行员模型,飞行员模型基于MPC(Model Predictive Control)方法建立,能够描述飞行员在控制输入、速率约束下的控制策略,且在约束边界内与LQG(Linear Quadratic Gaussian)飞行员模型等效,经仿真验证,建立的飞行员模型在频域0.1~10.0 rad/s内符合人类特性。基于建立的模型完成了夜间环境的飞行仿真,仿真结果表明:夜间环境影响飞行员对角度、角速度、横纵偏差的观测精度,相比日间环境飞行员的纵向航迹偏差散布增大,横向航迹偏差散布略微增大,且在靠近舰船时有躲避舰尾的趋势;通过重复仿真实验验证舰机人环大系统的合理性,结果表明在1/2、1/4、1/8 mi(1 mi=1.61 km)及舰尾处的着舰散布趋势与美军实验一致,夜间复飞率为28%,日间为12%,符合实际经验,验证了建立的人工着舰模型可以用于分析复杂环境下的舰载机着舰安全。 展开更多
关键词 飞行力学 飞行员模型 舰载机着舰 飞行安全 模型预测控制
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基于贝叶斯网络的某民用飞机着陆距离研究
8
作者 王可 邵静雯 杨俊 《航空工程进展》 2025年第2期160-167,共8页
采用民用飞机的实际运行数据和飞机性能软件仿真审定数据对着陆距离进行对比分析,能够为该型飞机运行能力的提升提供量化支撑。从实际运行数据中提取性能仿真计算所需的关键条件以得到相同条件下的所需着陆距离(RLD)及距离差,利用四分... 采用民用飞机的实际运行数据和飞机性能软件仿真审定数据对着陆距离进行对比分析,能够为该型飞机运行能力的提升提供量化支撑。从实际运行数据中提取性能仿真计算所需的关键条件以得到相同条件下的所需着陆距离(RLD)及距离差,利用四分位法将着陆相关数据离散化处理,并对建模方法进行比选;采用PC算法学习网络结构,采用贝叶斯估计学习网络参数,构建实际着陆距离超出RLD风险模型;利用贝叶斯网络精确推理计算超出RLD状态的后验概率及最大后验假设。结果表明:拉平至接地时间在7 s左右、接地至地速40 kt(1 kt=1.852 km/h)时间在18~24 s之间可有效降低实际着陆距离超出RLD概率,并结合相关参数对着陆运行提出建议以降低超出RLD风险。 展开更多
关键词 着陆距离 快速存取记录器(QAR)数据 性能软件 贝叶斯网络 运行建议
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柱状危岩体失稳运动三维DDA方法数值模拟分析 被引量：1
9
作者 刘国阳 赵晟泽 +5 位作者 钟智瑞 杨春雨 薄雾 刘俊杰 罗首益 于群 《防灾减灾工程学报》 北大核心 2025年第1期179-187,共9页
柱状危岩体是边坡稳定性分析中一种重要的危岩体类型,其失稳破坏常引起高能量和破坏性的大规模岩崩灾害,具有普遍性、突发性和高频性等特点,是制约山区建设和发展的主要地质灾害之一。非连续变形分析(DDA)作为一种基于非连续介质力学的... 柱状危岩体是边坡稳定性分析中一种重要的危岩体类型,其失稳破坏常引起高能量和破坏性的大规模岩崩灾害,具有普遍性、突发性和高频性等特点,是制约山区建设和发展的主要地质灾害之一。非连续变形分析(DDA)作为一种基于非连续介质力学的数值计算方法,具有完全的运动学理论及可靠的块体接触处理方案,非常适合模拟节理岩体系统的失稳破坏与运动过程。文章采用三维(3D)DDA方法对柱状危岩体的失稳破坏机理与破坏后的运动过程进行研究。研制了基于双目立体视觉原理的危岩体失稳破坏实验装置,开展了柱状块体系统室内实验研究,验证了3D DDA方法在分析柱状危岩体失稳运动方面的准确性。以望霞边坡柱状危岩体为例,建立边坡及危岩体3D DDA数值模型,分析柱状危岩体失稳运动全过程、动能及位移演化特征,讨论块体系统运动特性及崩塌滚石成灾机制。结果表明,柱状危岩体以滑动模式失稳,运动过程中直接与其沿途公路冲击碰撞,引发崩塌滚石地质灾害,具有高速高能等运动学特性。 展开更多
关键词 柱状危岩体 3D DDA 崩塌滚石 失稳运动 室内试验
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可变直径倾转四旋翼机气动及噪声特性分析
10
作者 李伟 张夏阳 +2 位作者 杨帆 曹宸恺 刘超凡 《海军航空大学学报》 2025年第2期259-268,共10页
旋翼在变直径过程中存在非定常桨-涡干扰、变几何外形及大范围刚体运动等非定常物理特征,可能导致独特的气动噪声特性行为。基于雷诺平均Navier-Stokes方程和运动嵌套网格,建立了一套适用于可变直径倾转四旋翼机流场模拟方法,并采用Fara... 旋翼在变直径过程中存在非定常桨-涡干扰、变几何外形及大范围刚体运动等非定常物理特征,可能导致独特的气动噪声特性行为。基于雷诺平均Navier-Stokes方程和运动嵌套网格,建立了一套适用于可变直径倾转四旋翼机流场模拟方法,并采用Farassat 1A公式进行气动噪声预测分析。通过相关试验对比,验证了所提方法的有效性。针对悬停和前飞状态下不同直径倾转四旋翼机气动及噪声特性开展研究。结果表明,悬停状态下,直径越大,旋翼气动载荷波动幅值越大,波动幅值与旋翼直径大小呈正相关。悬停状态下,旋翼直径减小,全机流场干扰现象更为明显,桨尖涡掺混特性逐渐增强。前飞状态下,全机流场干扰现象受直径变化影响较弱,前旋翼尾迹流场干扰导致后旋翼气动载荷均大于前旋翼。悬停和前飞状态下,直径变化对全机噪声传播方向性有所影响,且对旋翼厚度噪声的影响程度大于载荷噪声,厚度噪声负压峰值减小幅度最大分别可达28.8%和83.3%,采用较小旋翼直径能够减弱旋翼气动噪声。 展开更多
关键词 倾转四旋翼机 变直径旋翼 气动干扰 气动噪声特性
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高温应变数据处理方法研究
11
作者 赵俊东 柴葳 郑瑶 《今日制造与升级》 2025年第6期149-153,共5页
在地面热试验中,为更精准地表征高超声速飞行器结构在飞行过程中的强度状态,亟待发展高温应变测试技术。围绕高温应变的热输出和灵敏度衰减问题,文章提出应变片热输出标定和灵敏度系数修正方法,并在此基础上设计出一种高温应变的实时处... 在地面热试验中,为更精准地表征高超声速飞行器结构在飞行过程中的强度状态,亟待发展高温应变测试技术。围绕高温应变的热输出和灵敏度衰减问题,文章提出应变片热输出标定和灵敏度系数修正方法,并在此基础上设计出一种高温应变的实时处理方法,以解决高温应变测量不能实时获得真实结构应变的问题。试验证明,此方案能够有效地对高温应变数据进行处理,获得真实的应变值。 展开更多
关键词 结构热试验 高温应变 热输出 数据处理
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不同越障方式对起飞性能影响的实例分析
12
作者 陈红英 徐梦羽 倪茂林 《航空工程进展》 2025年第1期127-132,共6页
民用飞机运行时必须考虑一台发动机失效的情况,飞机的最大起飞质量经常受飞机一发失效后越障的性能限制,根据不同的越障方式对其起飞性能进行优化研究以增加最大起飞质量,在运行效益上具有重要意义。对规章定义的起飞航迹进行理论分析,... 民用飞机运行时必须考虑一台发动机失效的情况,飞机的最大起飞质量经常受飞机一发失效后越障的性能限制,根据不同的越障方式对其起飞性能进行优化研究以增加最大起飞质量,在运行效益上具有重要意义。对规章定义的起飞航迹进行理论分析,分别计算标准二段、延伸二段、四段越障方式对应的起飞限重,分析限制最大起飞质量的关键因素,并对不同越障方式下的越障余度、爬升梯度和所需的起飞距离进行计算;将不同的距离和梯度进行组合,对各种地形条件进行模拟,计算标准二段和四段越障的起飞限重。结果表明:采用四段越障方式能有效提高飞机的起飞限重,并且障碍物梯度越大,起飞限重提高的越显著。 展开更多
关键词 一发失效 起飞性能 越障方式 四段越障
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ISPH与SPH算法在飞机轮胎溅水现象仿真中的比较研究
13
作者 向小军 张棱天 侯镜阳 《中国民航飞行学院学报》 2025年第3期10-14,共5页
飞机在积水道面起降,滑跑性能会受到影响,因此有必要开展关于飞机轮胎涉水的研究。本文采用ISPH算法建立了飞机轮胎与湿滑道面的有限元模型,并将其与SPH模型进行对比,验证ISPH在涉水领域的可靠性,突出ISPH在涉水问题上相较于SPH方法的... 飞机在积水道面起降,滑跑性能会受到影响,因此有必要开展关于飞机轮胎涉水的研究。本文采用ISPH算法建立了飞机轮胎与湿滑道面的有限元模型,并将其与SPH模型进行对比,验证ISPH在涉水领域的可靠性,突出ISPH在涉水问题上相较于SPH方法的优势。结果表明,在ISPH模型仿真下,溅水高度与ESDU经验公式进行比较,误差较小,模型的可靠性得到了验证,并且ISPH模型的平均运算效率较SPH模型提高20%。相同模型下ISPH能够运行更长的步长,更好地解决涉水仿真问题。 展开更多
关键词 积水道面 ISPH方法 流固耦合 显示动力学
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基于零和博弈的近距空战机动决策方法研究
14
作者 刘涛 李艺海 张奇 《科技与创新》 2025年第10期18-22,共5页
近距空战仍将是现代空战的重要组成部分,在近距空战中取胜,需要作战系统针对当前态势作出明确的态势判断、作出正确的机动决策及准确实施机动动作。以近距空战机动决策方法为研究对象,首先分析了机动决策的三要素,然后建立了基于零和博... 近距空战仍将是现代空战的重要组成部分,在近距空战中取胜,需要作战系统针对当前态势作出明确的态势判断、作出正确的机动决策及准确实施机动动作。以近距空战机动决策方法为研究对象,首先分析了机动决策的三要素,然后建立了基于零和博弈的近距空战机动决策方法,最后给出了近距空战机动决策仿真案例。结果表明,文中所采用的决策方法能够应对近距空战的简单场景,在未来无人作战系统开发中起到基础作用。 展开更多
关键词 近距空战 机动决策 零和博弈 纳什均衡
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机翼增升减阻技术在高原飞行中的适应性分析
15
作者 何颖 《中国军转民》 2025年第9期43-44,共2页
高原飞行的稀薄空气、复杂地形和极端气候对飞机气动性能提出了严苛要求。本文研究了机翼增升减阻技术在高原环境下的适应性,探讨了增升装置与减阻设计的协同效应。通过分析高原空气动力学特性和机场运行数据,揭示了稀薄空气对升力、阻... 高原飞行的稀薄空气、复杂地形和极端气候对飞机气动性能提出了严苛要求。本文研究了机翼增升减阻技术在高原环境下的适应性,探讨了增升装置与减阻设计的协同效应。通过分析高原空气动力学特性和机场运行数据,揭示了稀薄空气对升力、阻力和发动机效率的影响,证明增升减阻技术在提升爬升能力、缩短滑跑距离和保障飞行安全中的重要作用。 展开更多
关键词 高原飞行 机翼增升技术 减阻技术 空气动力学 适应性分析
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大型客机刚弹耦合分析技术研究及验证 被引量：1
16
作者 毛昆 荆武兴 +3 位作者 陈石 刘军 吴大卫 司江涛 《航空学报》 北大核心 2025年第12期61-74,共14页
现代大型客机的刚体运动模态频率和弹性模态频率之间的差距越来越小,其在机动过程中的刚弹耦合问题也愈发明显。传统的六自由度飞行动力学仿真无法模拟这种刚弹耦合过程,这无论是对于控制律的优化,或者是飞行训练模拟器的研制都是不利... 现代大型客机的刚体运动模态频率和弹性模态频率之间的差距越来越小,其在机动过程中的刚弹耦合问题也愈发明显。传统的六自由度飞行动力学仿真无法模拟这种刚弹耦合过程,这无论是对于控制律的优化,或者是飞行训练模拟器的研制都是不利的。通过分析大型客机的基本运动特征,选用平均轴系法对传统六自由度飞行动力学方程进行了扩展,搭建了大型客机的刚弹耦合飞行动力学仿真模型,既继承了原有的仿真体系,又大大简化了分析过程。同时,利用该刚弹耦合仿真模型分析了大型客机典型的俯仰机动和滚转机动下的刚弹耦合问题,与试飞结果进行了对比,验证了刚弹耦合仿真模型的准确性,并利用该模型研究了大型客机的典型俯仰及滚转机动条件下的刚弹耦合特征以及刚弹耦合对动稳定性及弹性模态的影响特性。 展开更多
关键词 刚体模态 弹性模态 刚弹耦合 俯仰机动 滚转机动 试飞
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子午线航空轮胎静载接地力学性能仿真分析
17
作者 胡月 孙文博 +3 位作者 王新凯 谭德强 贺强 王晓建 《海军航空大学学报》 2025年第4期607-615,共9页
建立了某型民航客机航空轮胎有限元模型,研究了充气压强和垂向载荷对航空轮胎静载状态下应力分布、接地印迹、应变、径向刚度的影响。结果表明:在额定工况下,轮胎钢丝圈、胎肩和胎面附近等效应力较高。当胎压过低时,轮胎接地面积增大,... 建立了某型民航客机航空轮胎有限元模型,研究了充气压强和垂向载荷对航空轮胎静载状态下应力分布、接地印迹、应变、径向刚度的影响。结果表明:在额定工况下,轮胎钢丝圈、胎肩和胎面附近等效应力较高。当胎压过低时,轮胎接地面积增大,胎肩承受较大载荷,轮胎耐磨性能下降;随着胎压增加,轮胎径向刚度提高,接地面积、下沉量逐渐减小,接触应力增大,可能会导致胎面部分应力过大,造成损伤。在额定胎压下,轮胎下沉量随着载荷的增加而增大,接地印记由圆形变为椭圆形,面积增大,接触应力集中部分逐渐由胎面中心向两侧胎肩转移;当载荷增至150 kN后,胎肩部分接触应力过大,可能导致轮胎的疲劳损伤和早期失效。 展开更多
关键词 航空轮胎 有限元分析 力学性能 径向刚度 接地印迹
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《飞行力学》征稿简则
18
《飞行力学》 北大核心 2025年第5期F0003-F0003,共1页
《飞行力学》是由中国航空工业集团公司主管、中国飞行试验研究院主办的航空航天飞行力学专业综合性学术刊物(双月刊)。本刊以反映当前国内飞行力学及相关专业最新研究成果和报道国内外发展动态为宗旨,促进学术进步和人才成长,推动新理... 《飞行力学》是由中国航空工业集团公司主管、中国飞行试验研究院主办的航空航天飞行力学专业综合性学术刊物(双月刊)。本刊以反映当前国内飞行力学及相关专业最新研究成果和报道国内外发展动态为宗旨,促进学术进步和人才成长,推动新理论和新技术的发展;主要刊登飞机、直升机、导弹、航天器等飞行器的基础理论、制导与控制、试验与仿真、综合设计、空中交通管制与导航、航空飞行技术等研究成果。 展开更多
关键词 制导与控制 飞行器 飞行力学 研究成果
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《飞行力学》征稿简则
19
《飞行力学》 北大核心 2025年第4期F0003-F0003,共1页
《飞行力学》是由中国航空工业集团公司主管、中国飞行试验研究院主办的航空航天飞行力学专业综合性学术刊物(双月刊)。本刊以反映当前国内飞行力学及相关专业最新研究成果和报道国内外发展动态为宗旨,促进学术进步和人才成长,推动新理... 《飞行力学》是由中国航空工业集团公司主管、中国飞行试验研究院主办的航空航天飞行力学专业综合性学术刊物(双月刊)。本刊以反映当前国内飞行力学及相关专业最新研究成果和报道国内外发展动态为宗旨,促进学术进步和人才成长,推动新理论和新技术的发展;主要刊登飞机、直升机、导弹、航天器等飞行器的基础理论、制导与控制、试验与仿真、综合设计、空中交通管制与导航、航空飞行技术等研究成果。 展开更多
关键词 制导与控制 飞行器 飞行力学 研究成果
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串列翼货运无人机大攻角气动与操稳特性
20
作者 杨芃芊 陈禹彤 +3 位作者 刘俊辉 杨杰豪 单家元 孙士珺 《航空学报》 北大核心 2025年第9期186-201,共16页
为实现场域受限下空投物资精准、低速无损着陆,开展串列翼货运无人机末端低速着陆段大攻角气动与操稳特性研究。针对串列翼无人机大攻角气动非线性与前后机翼气动强耦合问题,采用分离涡模拟方法分析大攻角强耦合非线性气动特性,计算得... 为实现场域受限下空投物资精准、低速无损着陆,开展串列翼货运无人机末端低速着陆段大攻角气动与操稳特性研究。针对串列翼无人机大攻角气动非线性与前后机翼气动强耦合问题,采用分离涡模拟方法分析大攻角强耦合非线性气动特性,计算得到各部件升阻系数、俯仰力矩及焦点位置随攻角变化规律,进一步研究不同机身截面对飞行器纵向稳定性的影响,根据机翼表面压力分布规律及周围流场结构分析串列翼前后翼耦合机理,提出了串列翼大攻角全动后翼操纵方案。研究结果表明:所设计的串列翼货运无人机在大攻角下方形机身截面相比圆形截面静稳定度变化更加平稳;其在0°~50°较大攻角范围内存在前后翼耦合现象,前翼脱体涡和后翼翼端脱体涡共同作用影响后翼的压力分布,后翼升力损失最高达32%;全动后翼使可控攻角提高至50°,可为大攻角深失速着陆提供足够的控制力矩。 展开更多
关键词 串列翼布局 大攻角 气动特性 准平衡滑翔 全动后翼 无人机
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