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基于贝叶斯网络的某民用飞机着陆距离研究
1
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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可变直径倾转四旋翼机气动及噪声特性分析
2
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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不同越障方式对起飞性能影响的实例分析
3
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
4
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
5
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
6
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
7
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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串列翼货运无人机大攻角气动与操稳特性
8
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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翼尖铰接组合式飞行器多飞行构型下协调机动操纵性分析
9
作者 朱恩桐 周洲 +2 位作者 王睿 王涵 王贵晨 《航空学报》 北大核心 2025年第14期226-238,共13页
为研究组合式飞行器协调机动操纵能力,从连接数量和飞行构型2个角度出发探索了组合式飞行器的机动能力变化问题。首先采用CFD方法建立组合体飞行器气动力数据库,导入采用准坐标形式的拉格朗日多体动力学关系得到翼尖铰接链式组合飞行器... 为研究组合式飞行器协调机动操纵能力,从连接数量和飞行构型2个角度出发探索了组合式飞行器的机动能力变化问题。首先采用CFD方法建立组合体飞行器气动力数据库,导入采用准坐标形式的拉格朗日多体动力学关系得到翼尖铰接链式组合飞行器动力学模型并在各类代表性构型下求解配平问题。然后提出姿态等效体和三轴等效加速度的定义并说明其描述组合体飞行器操纵性的合理性。最后构建最优化问题,在避免诱发相对运动的约束下计算2/3/4/5机组合体,各自在3类飞行构型(水平构型、上下反构型、手风琴构型)下分别计算纵向、横向、航向三轴最大可达加速度。从本质上,构型变化改变惯量分布矩阵和操纵效能矩阵从而影响操纵性能;体数增加影响飞行器展向尺度和相对运动自由度,在避免诱发相对运动的约束下影响执行机构最大可用操纵量。所得到的操纵性结论能为组合式飞行器飞行构型选择和控制方案设计提供理论依据。 展开更多
关键词 飞行力学 组合式飞行器 操纵性 变构型飞行器 可达集 最优化
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尾座式垂直起降无人机过渡轨迹优化方法
10
作者 邹旭 刘贞报 +1 位作者 赵闻 王莉娜 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第9期3071-3085,共15页
针对目前基于传统最优化方法得到的过渡轨迹在尾座式垂直起降无人机实际飞行过程中可行性低和鲁棒性差的问题,提出一种基于过渡走廊的过渡轨迹优化方法。以一种双发尾座式垂直起降无人机为研究对象,通过分析机翼不同区域之间的迎角差异... 针对目前基于传统最优化方法得到的过渡轨迹在尾座式垂直起降无人机实际飞行过程中可行性低和鲁棒性差的问题,提出一种基于过渡走廊的过渡轨迹优化方法。以一种双发尾座式垂直起降无人机为研究对象,通过分析机翼不同区域之间的迎角差异,构建非线性动力学模型。基于倾转旋翼飞行器过渡走廊研究思路,设计一种针对尾座式垂直起降无人机的过渡走廊,并通过限制爬升速率和俯仰角速率来提高过渡走廊的可行性。通过分析模型误差对过渡走廊的影响,得到一条具有最大安全裕度的目标过渡轨迹。将过渡过程视为轨迹优化问题,求解得到最接近目标过渡轨迹且保留足够作动器裕度的最优过渡轨迹。仿真和实际飞行结果表明,所提方法能够引导飞机快速安全地完成过渡,避免出现高度增加过大、过渡时间过长及作动器饱和等不利情况。 展开更多
关键词 尾座式垂直起降无人机 动力学模型 最优化方法 过渡走廊 过渡轨迹
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基于流固耦合联合仿真的软管锥套式空中加油对接过程建模与分析
11
作者 杨宇宸 杨超越 +2 位作者 王斌 索涛 豆清波 《爆炸与冲击》 北大核心 2025年第7期123-136,共14页
软管锥套式空中加油过程涉及气动力、燃油流动、柔性结构变形的复杂耦合,其耦合求解对仿真技术要求高、计算量大,严重制约了软管空中加油的准确性与安全性。为了准确分析软管锥套组合体在对接输油过程中的动力学特性,避开动力学方程建... 软管锥套式空中加油过程涉及气动力、燃油流动、柔性结构变形的复杂耦合,其耦合求解对仿真技术要求高、计算量大,严重制约了软管空中加油的准确性与安全性。为了准确分析软管锥套组合体在对接输油过程中的动力学特性,避开动力学方程建模的劣势,提出了一种考虑气动力、尾涡、软管变形与气流场双向影响、燃油内部流动综合影响下软管锥套组合体结构变形过程的流固耦合有限元模型及求解方法。模型中计算了稳定伞的作用效果并等效解耦成力和转角边界条件,推导了机翼尾涡作用力方程,采用联合仿真技术进行了流固耦合分析,软管拖曳平衡状态的计算结果与试验数据吻合良好。通过进一步仿真计算,对燃油流动、对接参数及飞行参数等甩鞭现象产生的影响因素进行了分析,结果表明:对接速度和回收加速度的匹配关系是甩鞭载荷的主要影响因素,回收加速度与最优匹配对接速度大小正相关;其次,飞行参数是次要影响因素,在不考虑燃油流动时,每一种高度下都呈现出“飞行速度越高,甩鞭载荷越低”的特点;燃油流动是一项干扰因素,一定程度上会干扰上述规律,但不会影响整体规律,需针对工况进行分析。 展开更多
关键词 空中加油 软管锥套组合体 流固耦合 联合仿真 影响因素
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基于平衡补偿滑模策略的飞机防滑制动与纠偏协同控制
12
作者 王远飞 杜城龙 +2 位作者 彭浩 李繁飙 桂卫华 《控制理论与应用》 北大核心 2025年第3期442-454,共13页
本文针对飞机地面滑跑制动过程中跑道环境未知、机轮打滑、侧风干扰、非对称制动等影响飞机安全可靠滑跑的问题,提出一种基于自适应神经网络和平衡补偿滑模策略的飞机防滑制动与跑道纠偏协同控制方法.首先,考虑实际刹车过程中横纵力矩... 本文针对飞机地面滑跑制动过程中跑道环境未知、机轮打滑、侧风干扰、非对称制动等影响飞机安全可靠滑跑的问题,提出一种基于自适应神经网络和平衡补偿滑模策略的飞机防滑制动与跑道纠偏协同控制方法.首先,考虑实际刹车过程中横纵力矩耦合及侧风干扰等因素,建立飞机地面滑跑非对称动力学模型.在此基础上,提出基于轮胎-跑道结合系数波动范围特征的跑道在线辨识方法,解决变跑道环境下结合系数的在线辨识问题.此外,通过设计自适应径向基(RBF)神经网络实现对未知侧风干扰的有效估计,并提出基于平衡补偿滑模策略的前轮纠偏与双侧主轮协同制动控制方法,实现飞机在侧风干扰条件下的防滑制动与跑道纠偏协同控制.实验仿真表明,本文提出的控制策略可有效避免机轮打滑、抑制飞机偏航,同时提高飞机制动效率,增强飞机地面滑跑的可靠性与安全性. 展开更多
关键词 飞机防滑刹车系统 滑模控制 制动与纠偏协同控制 跑道辨识 神经网络
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单点吊挂集装箱动稳定性分析
13
作者 吕雨竹 万海明 徐玉貌 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第2期419-427,共9页
为研究单点吊挂集装箱的动稳定性,利用风洞试验捕捉吊挂集装箱的发散运动规律,进而解耦单点吊挂系统运动方程进行动力学分析,发现集装箱运动发散的原因为侧向气动力对摆动运动产生了激励作用。稳定性判据表明:单点吊挂系统稳定的必要条... 为研究单点吊挂集装箱的动稳定性,利用风洞试验捕捉吊挂集装箱的发散运动规律,进而解耦单点吊挂系统运动方程进行动力学分析,发现集装箱运动发散的原因为侧向气动力对摆动运动产生了激励作用。稳定性判据表明:单点吊挂系统稳定的必要条件为吊挂体的偏航力矩和侧向力对其偏摆运动产生阻尼作用,但偏航回复力矩过大也可能会降低吊挂系统的动稳定性。保持吊挂体的侧向阻尼力和偏航回复力矩适当,减小阻力,增大吊挂体质量和转动惯量均有利于吊挂系统稳定。直升机吊挂飞行过程中如遇到吊挂系统不稳定状态可通过适当减速进行控制,减小吊索长度可增加外吊挂稳定前飞的飞行速度,存在最优吊索长度使巡航速度下吊挂系统稳定性最佳。 展开更多
关键词 单点吊挂 集装箱 动稳定性 气动特性 吊索长度
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空投折叠型多体飞行器动力学建模及投放特性研究
14
作者 王宇 祝小平 王睿 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第5期878-887,共10页
空投折叠型多体飞行器在高空无初速投放-展开-下落过程中,其动力学模型会呈现多刚体、多自由度的特点,且多体飞行器各刚体间的相对运动存在相互的流场干扰,会产生非定常流动现象。因此,基于绝对坐标方法建立了两体飞行器的多体动力学模... 空投折叠型多体飞行器在高空无初速投放-展开-下落过程中,其动力学模型会呈现多刚体、多自由度的特点,且多体飞行器各刚体间的相对运动存在相互的流场干扰,会产生非定常流动现象。因此,基于绝对坐标方法建立了两体飞行器的多体动力学模型,并推导出了绝对坐标下的非定常涡格法,得到了绝对坐标系下考虑非定常效应的多体动力学耦合模型。在多体动力学与非定常涡格法耦合模型的基础上,分析初始折叠角、连接刚度系数以及连接阻尼系数对投放-展开过程动力学行为的影响。通过折叠角收敛条件,判断多体飞行器能否正常投放展开,并绘制了关于3种影响因素的安全投放包线。将仿真结果与实验数据进行对比,从而验证了所建立的耦合模型能够准确描述多体飞行器在投放-展开过程中的动力学特性,为后续的高空投放研究积累了技术基础。 展开更多
关键词 多刚体系统动力学 非定常涡格法 折叠型多体飞行器 空投
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直升机目标跟踪任务中飞行员控制行为研究
15
作者 贺智鑫 王洛烽 陈仁良 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期760-768,共9页
飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时,可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为,在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验,并提... 飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时,可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为,在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验,并提出一种遗传算法和高斯-牛顿法的混合优化算法用于飞行员模型参数估计。通过方差分析的方法探讨了不同运动反馈方式对飞行员控制行为以及飞行员模型参数的影响。研究结果表明:利用混合优化算法得到的飞行员模型参数,能够有效表示真实的飞行员控制行为与动力学特性;在不同的运动反馈方式下,飞行员会调整其控制策略,从而提高在目标跟踪任务中的表现并调节控制活动。 展开更多
关键词 飞行员模型 飞行员人在回路仿真试验 混合优化算法 方差分析 直升机-飞行员耦合系统 参数辨识
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基于涡管模型的倾转四旋翼气动干扰快速分析 被引量：1
16
作者 王冶平 吉洪蕾 +1 位作者 周攀 叶毅 《航空学报》 北大核心 2025年第2期206-221,共16页
针对倾转四旋翼飞行器总体设计和飞行动力学建模时难以准确快速评估旋翼间气动干扰的问题,发展基于涡管尾迹模型的多旋翼气动干扰快速分析方法。基于经典涡流理论假设,将各副旋翼尾迹涡系抽象为一根半无限长的涡管,推导旋翼涡管尾迹对... 针对倾转四旋翼飞行器总体设计和飞行动力学建模时难以准确快速评估旋翼间气动干扰的问题,发展基于涡管尾迹模型的多旋翼气动干扰快速分析方法。基于经典涡流理论假设,将各副旋翼尾迹涡系抽象为一根半无限长的涡管,推导旋翼涡管尾迹对空间任意一点诱导速度的半解析解,形成多旋翼间气动干扰的高效计算方法,并与旋翼自诱导速度的动态入流模型结合,建立准确高效的多旋翼诱导速度计算模型。在此基础上,采用共轴和纵列式双旋翼拉力-功率性能曲线的风洞试验结果验证模型。最后,针对某倾转四旋翼飞行器缩比模型分析其直升机模式和倾转过渡时四副旋翼之间的气动干扰特性。结果表明:该模型能够较为准确地捕捉旋翼垂直和水平间距对旋翼间气动干扰的影响,可以用于多旋翼气动干扰快速分析;倾转四旋翼飞行器在直升机模式附近的旋翼间气动干扰特性变化剧烈,合理的气动布局和旋翼旋转方向设计能够有效改善受干扰旋翼桨盘平面的诱导速度及载荷分布。 展开更多
关键词 倾转四旋翼 涡管尾迹 气动干扰 诱导速度 飞行动力学
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变旋翼转速对直升机飞行品质的影响分析
17
作者 卫圆 陈仁良 +1 位作者 王洛烽 叶毅 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期135-144,共10页
为分析旋翼转速变化对飞行品质的影响,建立耦合了发动机动态特性的直升机飞行动力学模型。首先,建立发动机气动热力学模型与旋翼飞行力学模型。在此基础上,建立包含发动机动态特性,直升机各部件气动力特性与部件间气动干扰的直升机飞行... 为分析旋翼转速变化对飞行品质的影响,建立耦合了发动机动态特性的直升机飞行动力学模型。首先,建立发动机气动热力学模型与旋翼飞行力学模型。在此基础上,建立包含发动机动态特性,直升机各部件气动力特性与部件间气动干扰的直升机飞行动力学模型。最后,以UH-60A直升机为样例直升机,研究发动机动力涡轮输出引起的旋翼转速变化对直升机飞行品质的影响。研究表明:旋翼转速降低后,直升机需用功率减少,同时旋翼反扭矩与总距杆量增加。扭矩特性、高度特性与总距偏航耦合飞行品质均随旋翼转速下降而恶化。直升机滚转、俯仰与偏航3个通道带宽随旋翼转速降低而增大。 展开更多
关键词 直升机 变旋翼转速 涡轴发动机 飞行品质 飞行动力学
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集成多旋翼气动干扰的UAM飞行动力学模型
18
作者 王冶平 吉洪蕾 +2 位作者 康清宇 邓皓轩 王畅 《航空学报》 北大核心 2025年第11期425-437,共13页
针对多旋翼电动垂直起降飞行器气动干扰强、现有方法难以快速高效分析其对飞行器飞行性能及飞行品质影响的难题,发展了一种集成多旋翼气动干扰的城市空中交通(UAM)飞行动力学模型。首先,综合经典涡流理论与旋翼动态入流模型,建立了适于... 针对多旋翼电动垂直起降飞行器气动干扰强、现有方法难以快速高效分析其对飞行器飞行性能及飞行品质影响的难题,发展了一种集成多旋翼气动干扰的城市空中交通(UAM)飞行动力学模型。首先,综合经典涡流理论与旋翼动态入流模型,建立了适于飞行力学分析的多旋翼诱导速度动态入流模型,并计入旋翼挥舞与机体刚性耦合运动的影响,形成集成多旋翼气动干扰的飞行动力学模型。然后,通过与国外文献数据对比验证本文模型的准确性,分析了多旋翼气动干扰对飞行器平衡特性和需用功率特性的影响。最后,采用小扰动线化模型研究了多旋翼气动干扰对飞行器稳定性的影响。结果表明:旋翼间气动干扰主要影响飞行器中低速飞行状态的飞行性能和飞行品质。气动干扰导致前旋翼需用功率略微降低、后旋翼需用功率显著增加,且显著改变了飞行器的纵向操纵特性。多旋翼气动干扰显著增强了悬停/低速飞行的速度和航向静稳定性,并提高了中速飞行的横向静稳定性,但导致迎角静稳定性转为不稳定,进而使沉浮模态和螺旋模态的动稳定性变差。 展开更多
关键词 四旋翼飞行器 气动干扰 飞行力学 静稳定性 动稳定性
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某型直升机尾传动轴断裂故障分析
19
作者 侯波 徐冠峰 +2 位作者 袁亮亮 楚晓阳 闫慧娟 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期37-44,共8页
为了确定某型直升机高频异常振动、尾桨操纵失效故障原因,开展了故障定位和分析工作。通过飞参和振动数据分析,故障定位为传动系统尾传动轴组件水平短轴断裂。以尾水平短轴断裂为顶事件构建故障树,开展故障树分析和底事件验证,确定故障... 为了确定某型直升机高频异常振动、尾桨操纵失效故障原因,开展了故障定位和分析工作。通过飞参和振动数据分析,故障定位为传动系统尾传动轴组件水平短轴断裂。以尾水平短轴断裂为顶事件构建故障树,开展故障树分析和底事件验证,确定故障原因为尾水平短轴自激振动发散。开展了尾水平短轴自激振动机理分析,构建了内、外花键齿对接触模型、轴系-花键集总参数模型,进行了尾水平短轴在花键径向摩擦力作用下的稳定性分析,明确了系统失稳条件以及避免系统失稳的措施。开展了尾水平短轴运转动态特性试验,证实了花键副位置润滑不良、法兰盘花键齿面和定位段磨损等条件下会引起自激振动现象。故障机理分析与试验结果表明:花键定位段摩擦是尾水平短轴产生自激振动的基本原因,尾水平短轴自激振动发散,最终导致断裂。该结论可为传动轴设计、维护及故障预防提供参考。 展开更多
关键词 直升机 断裂 尾传动轴 故障分析 自激振动
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一种结冰飞机失速迎角实时估计方法
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作者 江飞鸿 刘贞报 +2 位作者 薛源 孔满昭 赵甜 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第9期2947-2954,共8页
基于某运输机带冰风洞试验数据和结冰升力特性分析,得出结冰对小迎角(AOA)范围内升力系数影响较小的结论。设计一种基于该先验知识增强的升力系数多项式在线主成分估计方法,克服由于激励不足和回归量之间共线性导致的数据矩阵病态问题... 基于某运输机带冰风洞试验数据和结冰升力特性分析,得出结冰对小迎角(AOA)范围内升力系数影响较小的结论。设计一种基于该先验知识增强的升力系数多项式在线主成分估计方法,克服由于激励不足和回归量之间共线性导致的数据矩阵病态问题。利用结冰后升力曲线斜率变化量与最大升力系数呈现的良好线性关系估计了最大升力系数和失速迎角。与现有方法相比,所设计方法具有成熟度高、实时性好、不依赖主动激励的显著优点。仿真结果表明:所设计方法估计精度可以满足迎角保护要求,具有良好的工程应用前景。 展开更多
关键词 结冰飞机 失速迎角 主成分估计 实时估计 迎角保护
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