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结构参数对折返式鼠笼力学特性的影响及试验研究
1
作者 窦唯 赵帅元 金志磊 《振动工程学报》 北大核心 2026年第1期42-48,共7页
为了研究结构参数微调下的折返式鼠笼力学特性,以折返式鼠笼的体积、静刚度和笼条高度为约束条件,采用鼠笼刚度解析公式对笼条长度、宽度及个数进行微调设计,基于有限元法建立了折返式鼠笼的力学模型,通过静刚度试验和动刚度试验对模型... 为了研究结构参数微调下的折返式鼠笼力学特性,以折返式鼠笼的体积、静刚度和笼条高度为约束条件,采用鼠笼刚度解析公式对笼条长度、宽度及个数进行微调设计,基于有限元法建立了折返式鼠笼的力学模型,通过静刚度试验和动刚度试验对模型进行了验证,对微调设计后的折返式鼠笼力学特性变化规律进行研究。研究发现,结构微调状态下,鼠笼静刚度、动刚度和体积的变化范围不超过5%,鼠笼最大静应力和最大动应力随笼条个数的增加有下降趋势。该结果表明,在保证鼠笼体积和刚度等参数基本不变的前提下,通过微调设计可以适当提升折返式鼠笼安全裕度,提高鼠笼可靠性。 展开更多
关键词 折返式鼠笼 结构微调 有限元法 静力学特性 动力学特性
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大型客机刚弹耦合分析技术研究及验证 被引量：2
2
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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电传同向旋转螺旋桨飞机飞行特性研究
3
作者 徐乐 唐瑞琳 +1 位作者 赵海 詹浩 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第2期259-268,共10页
电传操纵系统的应用对提升螺旋桨飞机的飞行品质特性具有重要意义。面向电传同向旋转螺旋桨飞机需求,研究了该类飞机的动力学特性,深入分析了区别于常规涡扇动力飞机的纵横向以及耦合特性;进一步对飞行过程中的油门、加减速、速度不稳... 电传操纵系统的应用对提升螺旋桨飞机的飞行品质特性具有重要意义。面向电传同向旋转螺旋桨飞机需求,研究了该类飞机的动力学特性,深入分析了区别于常规涡扇动力飞机的纵横向以及耦合特性;进一步对飞行过程中的油门、加减速、速度不稳定以及操纵耦合响应特征进行了论述,提炼出电传同向旋转螺旋桨飞机的模态特性并给出了模态特征参数的取值范围;针对螺旋桨以及滑流的影响,给出了电传螺旋桨飞机的增稳设计策略,针对该类飞机的方向舵自动配平和单发失效自动补偿功能控制需求进行了研究分析。结果表明,由于滑流和螺旋桨上直接力和力矩的影响,加入电传飞控系统后,同向旋转螺旋桨飞机的飞行动力学特性和操稳特性与常规电传飞机存在区别,在飞行过程中需要引入额外的增稳和配平功能来降低飞行员负荷,提高飞行品质特性。 展开更多
关键词 同向旋转 螺旋桨飞机 电传飞控 飞行品质 飞行特性
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非电传民机单发停车对操稳特性适航符合性的影响
4
作者 周堃 袁忠大 +2 位作者 刘超 杨振博 梁卫颖 《桂林航天工业学院学报》 2025年第1期33-43,共11页
结合典型双发翼吊非电传民机的液压及飞控系统设计特征,分析单发停车时液压流量下降对飞控系统,乃至CCAR25-R4 B分部25.143~25.207条符合性受到的影响。此类飞机主飞控作动器采用多个作动器并联的形式,单发停车会使其中的一套或多套作... 结合典型双发翼吊非电传民机的液压及飞控系统设计特征,分析单发停车时液压流量下降对飞控系统,乃至CCAR25-R4 B分部25.143~25.207条符合性受到的影响。此类飞机主飞控作动器采用多个作动器并联的形式,单发停车会使其中的一套或多套作动器失效,使舵面偏转速率减慢,对航向纠偏能力、最小操纵速度等单发飞行参数构成影响,任一发停车对操纵特性构成的影响基本相当。对于襟缝翼等大负载用户,通常由专门的液压系统单独供压,此时应确定影响较大的发动机(关键发动机),关键发动机失效将使襟缝翼系统运动速率下降,对失速特性造成影响。 展开更多
关键词 操纵性与稳定性 机械操纵 液压系统 飞行控制 适航符合性
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鸭式布局自旋尾翼弹箭系统Hopf分岔及稳定性分析
5
作者 罗中琦 王立峰 +2 位作者 张涪 曹天笑 杨鹏 《动力学与控制学报》 2025年第6期26-37,共12页
本文推导了鸭式布局自旋尾翼弹箭的非线性角运动方程组,并通过Hopf分岔特性分析来研究系统的角运动稳定性.以某型鸭式布局自旋尾翼弹为例,根据计算所得系统特征值的变化及所得Hopf分岔曲线,将角运动稳定性区间划分为稳定收敛域、稳定锥... 本文推导了鸭式布局自旋尾翼弹箭的非线性角运动方程组,并通过Hopf分岔特性分析来研究系统的角运动稳定性.以某型鸭式布局自旋尾翼弹为例,根据计算所得系统特征值的变化及所得Hopf分岔曲线,将角运动稳定性区间划分为稳定收敛域、稳定锥动域和不稳定域,并通过仿真计算加以验证.通过计算Hopf分岔点、极限环分岔点位置随参数的改变,定性研究参数对系统稳定性边界的影响.采用Hurwitz稳定性判据获取不稳定极限环半径,定量研究参数对系统稳定性边界的影响.结果表明:非线性气动力矩系数和控制舵偏角的变化均会对系统的分岔特性有较大影响,设计者应合理选取这些参数从而使其具有良好的气动特性与稳定性. 展开更多
关键词 鸭式布局 自旋尾翼 非线性动力学 HOPF分岔 稳定性
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临近空间太阳能飞行器横航向稳定性 被引量：9
6
作者 李锋 叶川 +2 位作者 李广佳 郑安波 付义伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期1148-1158,共11页
临近空间太阳能飞行器的横航向气动导数和质量特性与常规飞行器存在显著差异,其横航向模态具有不同于常规飞行器的特点。理论分析表明,临近空间太阳能飞行器滚转交感动导数较大,偏航阻尼动导数较小,导致螺旋模态发散;航向气动阻尼力矩... 临近空间太阳能飞行器的横航向气动导数和质量特性与常规飞行器存在显著差异,其横航向模态具有不同于常规飞行器的特点。理论分析表明,临近空间太阳能飞行器滚转交感动导数较大,偏航阻尼动导数较小,导致螺旋模态发散;航向气动阻尼力矩和惯性力矩之比较大,因而荷兰滚模态阻尼比较大。为解决常规线性化动力学模型无法体现风场影响的问题,以地速在机体坐标系中的投影作为状态变量,建立了考虑风场影响、适用于地速为0m/s状态的线性化横航向动力学模型。利用此模型分析了临近空间太阳能飞行器在水平风和垂直风中的横航向稳定性。分析结果表明,稳定风场对横航向模态特征根无影响,但会导致横航向模态特征矢量发生改变。建立的动力学模型可用于此类飞行器的动力学分析和仿真。 展开更多
关键词 临近空间 太阳能 横航向 稳定性 模态 动力学模型 风场
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舰载机着舰的动力学建模 被引量：14
7
作者 夏桂华 董然 +1 位作者 孟雪 朱齐丹 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期445-456,共12页
为了实现舰载机精确着舰时的飞行控制系统设计,应具备完善的舰载机动力学模型。针对已公开的线性扰动模型较为单一且多数不完整的情况,根据舰载机的性能参数和标准小扰动理论,完成了对其着舰阶段的非线性动力学建模,基准状态配平以及纵... 为了实现舰载机精确着舰时的飞行控制系统设计,应具备完善的舰载机动力学模型。针对已公开的线性扰动模型较为单一且多数不完整的情况,根据舰载机的性能参数和标准小扰动理论,完成了对其着舰阶段的非线性动力学建模,基准状态配平以及纵向运动的线性化,得到能描述舰载机在平静大气和舰尾气流场下着舰的线性模型。根据舰载机的本体特性综合设置数值仿真条件,验证表明线性模型的精度较高。分析了将气流扰动加入线性模型的方法,通过理论分析和仿真比较得出,舰尾流的水平速度分量对线性模型的精度有很大影响,在扰动线性化的过程中不能忽视。 展开更多
关键词 舰载机 6自由度运动方程 基准状态配平 扰动线性化 舰尾气流场 动力学模型
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考虑扰流的舰载机终端进场线性模型 被引量：9
8
作者 夏桂华 董然 +1 位作者 许江涛 李新飞 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第3期970-983,共14页
回收舰载机需要精确的终端路径和姿态控制,舰载机线性小扰动模型是这一阶段系统分析和控制器设计的必要工具,它需要足够准确地描述在主要操纵输入和进场路径大气紊流作用下舰载机的动态特性。首先使用代数线性化方法建立舰载机终端进场... 回收舰载机需要精确的终端路径和姿态控制,舰载机线性小扰动模型是这一阶段系统分析和控制器设计的必要工具,它需要足够准确地描述在主要操纵输入和进场路径大气紊流作用下舰载机的动态特性。首先使用代数线性化方法建立舰载机终端进场纵向运动的小扰动模型,仿真证明该模型能精确描述无风条件下进场舰载机对控制指令的响应,但通常的建模气流扰动影响的方法不能正确反映舰尾大气紊流对舰载机进场速度的干扰。针对该问题,重点研究了垂向风引起的进场舰载机轨迹方向上的力瞬变,提出了量化舰载机地速扰动的表达式以优化线性模型参数。最后,通过完成舰载机动力学模型在不同风场下的开环仿真以及在舰尾流场中的终端进场闭环仿真,验证了改进的线性模型的有效性,表明它适用于复杂流场下着舰控制系统的性能分析和设计。 展开更多
关键词 终端进场 扰动线性化 舰尾气流场 地速扰动 垂直突风 力瞬变
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基于改进蚁群算法的多批次协同三维航迹规划 被引量：10
9
作者 高颖 陈旭 +1 位作者 周士军 郭淑霞 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期41-46,共6页
针对基本蚁群算法容易陷入局部寻优、收敛速度慢的缺陷以及解决多批次协同航迹规划问题的需要,提出了基于改进蚁群算法的多批次三维航迹规划算法。该算法采用基于加权排序的信息素更新规则,扩大各优劣蚂蚁的差异,提高了算法收敛速度,并... 针对基本蚁群算法容易陷入局部寻优、收敛速度慢的缺陷以及解决多批次协同航迹规划问题的需要,提出了基于改进蚁群算法的多批次三维航迹规划算法。该算法采用基于加权排序的信息素更新规则,扩大各优劣蚂蚁的差异,提高了算法收敛速度,并采用了一种信息素挥发系数的随机自适应调节方法,在确保收敛速度的同时使算法具有全局寻优,解决了基本蚁群算法容易过早陷入局部最优缺点;在此基础上,引入蚂蚁子群间多约束条件下的协同进化策略,解决了多批次协同三维航迹规划。仿真结果表明:改进的蚁群算法在运算效率和收敛性上明显优于基本蚁群算法,多批次协同航迹规划能有效提高无人机的作战效能。 展开更多
关键词 加权排序 自适应调节 多批次协同 三维航迹规划
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大展弦比飞翼构型飞机阵风载荷减缓控制 被引量：13
10
作者 高洁 王立新 周堃 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第9期1076-1079,共4页
大展弦比飞翼构型具有优越的气动和隐身特性,但由于构型原因无法配置常规操纵面,因此常规构型飞机的阵风减缓控制方法不再适用.研究了大展弦比飞翼构型飞机新型多操纵面的典型配置方案,同时对其应用直接升力方法进行阵风减缓控制时的新... 大展弦比飞翼构型具有优越的气动和隐身特性,但由于构型原因无法配置常规操纵面,因此常规构型飞机的阵风减缓控制方法不再适用.研究了大展弦比飞翼构型飞机新型多操纵面的典型配置方案,同时对其应用直接升力方法进行阵风减缓控制时的新的操纵及控制原理进行了分析.采用极点配置方法设计了相应的阵风减缓控制律,并且通过有关的准则检验了该控制律的效果.最后通过计算并比较开环和闭环飞机的频谱响应,验证了该控制律减缓飞机阵风响应的有效性. 展开更多
关键词 飞翼构型 阵风减缓 直接力控制 控制律
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基于改进蚁群算法的无人驾驶飞行器三维航迹规划与重规划 被引量：8
11
作者 唐必伟 朱战霞 +1 位作者 方群 陈攀峰 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期901-907,共7页
研究了一种改进蚁群算法在无人驾驶飞行器三维航迹规划中的应用。针对基本蚁群算法容易过早陷入局部最优以及过早陷入迭代停滞的缺陷,新提出了一种信息素挥发系数的随机自适应调节方法;借助最小威胁曲面这个概念,将最小威胁曲面向水平... 研究了一种改进蚁群算法在无人驾驶飞行器三维航迹规划中的应用。针对基本蚁群算法容易过早陷入局部最优以及过早陷入迭代停滞的缺陷,新提出了一种信息素挥发系数的随机自适应调节方法;借助最小威胁曲面这个概念,将最小威胁曲面向水平面投影,使三维航迹规划转换为二维航迹规划;并借助动态窗口这个概念,在三维离线航迹的基础上进行航迹局部重规划;最后给出仿真验证。仿真结果表明:改进蚁群算法在解的优越性和算法的快速性上都全面优于基本蚁群算法,并且改进的蚁群算法在三维航迹重规划上有很强的适应性。 展开更多
关键词 改进蚁群算法 三维航迹规划 三维航迹重规划 动态窗口 最小威胁曲面
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鸭翼布局中双立尾对全机气动及流场特性影响 被引量：4
12
作者 吕志咏 李建强 +1 位作者 秦燕华 张华 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第6期677-680,共4页
在战斗机先进气动布局研究中 ,双立尾位置的选择始终是一个十分重要的问题 .不适当的双立尾位置会给飞机纵横向气动特性带来严重的影响 .对一种鸭翼布局的飞机模型 ,按 3种不同的双立尾配置进行了气动力测量、流态显示 ,然后用PIV(Parti... 在战斗机先进气动布局研究中 ,双立尾位置的选择始终是一个十分重要的问题 .不适当的双立尾位置会给飞机纵横向气动特性带来严重的影响 .对一种鸭翼布局的飞机模型 ,按 3种不同的双立尾配置进行了气动力测量、流态显示 ,然后用PIV(ParticleImageVelocimetry)进行了不同迎角下的流场测量 .结果表明 :双立尾处于飞机内侧后置内移位置其最大升力系数具有最大值 .破裂过程及流场特性同无双立尾时的情况十分相似 ,进而说明双立尾同机翼涡的干扰主要是促进了涡的提早破裂 ,从而恶化了全机气动特性 . 展开更多
关键词 双立尾 气动特性 粒子图像测速 流场特性 战斗机 鸭翼布局
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温度与转速对涡轮叶尖径向间隙的影响 被引量：18
13
作者 郭淑芬 徐波 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第4期51-53,共3页
给出了考虑温度和转速影响的涡轮叶尖径向间隙的分析计算方法。用ANSYS有限元软件计算出涡轮叶尖径向间隙的时间历程变化趋势 ,其中叶盘径向位移主要考虑温度和转速的影响 ,机匣径向位移主要考虑温度的影响。该分析计算方法为进一步开... 给出了考虑温度和转速影响的涡轮叶尖径向间隙的分析计算方法。用ANSYS有限元软件计算出涡轮叶尖径向间隙的时间历程变化趋势 ,其中叶盘径向位移主要考虑温度和转速的影响 ,机匣径向位移主要考虑温度的影响。该分析计算方法为进一步开展涡轮叶尖径向间隙主动控制的研究奠定一定的基础。 展开更多
关键词 涡轮 叶尖 径向间隙 有限元法 温度 转速
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保持飞行迎角恒定的飞行/推力综合控制 被引量：19
14
作者 杨一栋 江驹 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第4期460-464,共5页
迎角恒定的飞行 /推力综合控制能明显地改善飞机机动能力 ,使飞行轨迹对姿态有快速精确响应。论述了具有迎角恒定动力补偿系统的工作原理 ,研究其控制规律及设计方法 ,并与速度恒定的动力补偿系统进行比较。以舰载飞机自动进近着舰系统... 迎角恒定的飞行 /推力综合控制能明显地改善飞机机动能力 ,使飞行轨迹对姿态有快速精确响应。论述了具有迎角恒定动力补偿系统的工作原理 ,研究其控制规律及设计方法 ,并与速度恒定的动力补偿系统进行比较。以舰载飞机自动进近着舰系统的动力补偿为例 ,给出了仿真验证的结果。 展开更多
关键词 飞行/推力 综合控制 迎角保持 动力补偿系统
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折叠机翼变体飞机纵向操纵性与稳定性研究 被引量：12
15
作者 金鼎 张炜 艾俊强 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2011年第1期5-8,12,共5页
针对一种飞翼布局折叠机翼变体飞机方案,建立了相应的研究模型,使用涡格估算方法计算出机翼折叠角度对全机纵向静稳定性的影响。利用飞机纵向小扰动运动方程,分别得到了机翼展开和折叠状态的长、短周期模态,并对其动稳定性进行了讨论。... 针对一种飞翼布局折叠机翼变体飞机方案,建立了相应的研究模型,使用涡格估算方法计算出机翼折叠角度对全机纵向静稳定性的影响。利用飞机纵向小扰动运动方程,分别得到了机翼展开和折叠状态的长、短周期模态,并对其动稳定性进行了讨论。结合工程估算方法和风洞试验方法,计算出内段机翼折叠过程全机力矩系数、升降舵操纵导数以及升降舵配平偏角的变化量。通过对计算结果分析和验证机试飞验证,发现机翼折叠后纵向操纵性存在的问题,并提出了相应的改进措施。 展开更多
关键词 变体飞机 折叠机翼 稳定性 操纵性
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基于数字虚拟飞行的民用飞机纵向地面操稳特性评估 被引量：11
16
作者 刘海良 王立新 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期1432-1441,共10页
针对民用飞机设计方案纵向地面操稳特性的评估需求,面向适航标准的要求,提出了一种基于数字虚拟飞行的评估方法。基于适航条例要求提出了纵向地面操稳特性的量化判定准则,建立了飞机的地面运动模型和驾驶员操纵模型,以实现起降等特定地... 针对民用飞机设计方案纵向地面操稳特性的评估需求,面向适航标准的要求,提出了一种基于数字虚拟飞行的评估方法。基于适航条例要求提出了纵向地面操稳特性的量化判定准则,建立了飞机的地面运动模型和驾驶员操纵模型,以实现起降等特定地面运行任务的数字虚拟飞行,最终依据数字虚拟飞行结果和判定准则对飞机设计方案的地面操稳特性做出评估。应用此方法研究了某大型运输类飞机的纵向地面操稳特性。数字虚拟飞行结果表明:前翻倾向的严重情况发生在起降过程的高速滑行段,主轮刹车引起的机身前翻倾向是显著的,起落架纵向定位参数设计以及飞行进近参数选择均会对飞机的纵向地面操稳特性产生影响。 展开更多
关键词 民用飞机 起落架 地面操纵 稳定性 飞行仿真 驾驶员模型 数字虚拟飞行
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飞机操稳特性大导数辨识及随机噪声影响分析 被引量：5
17
作者 丁娣 钱炜祺 汪清 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期2177-2185,共9页
针对飞机研制中操稳特性需求,分别讨论了小扰动理论和参数辨识两种获得飞机稳定和操纵大导数的分析手段,由两种气动布局比较接近的小型无人机ANCE和大型客机Boeing 747数据验证了参数辨识方法的有效性和辨识结果的正确性。在此基础上对... 针对飞机研制中操稳特性需求,分别讨论了小扰动理论和参数辨识两种获得飞机稳定和操纵大导数的分析手段,由两种气动布局比较接近的小型无人机ANCE和大型客机Boeing 747数据验证了参数辨识方法的有效性和辨识结果的正确性。在此基础上对两者进行了大导数辨识,并由Monte Carlo仿真分析了飞行试验测量中的随机噪声对大导数辨识精度和模态响应特征值的影响。结果表明:随机噪声对由飞机固有气动特性决定的一些相对较小的大导数辨识精度影响较大,而部分大导数辨识精度较高;随机噪声对长周期和螺旋模态特征值影响较大,短周期、荷兰滚和滚转模态特征值辨识分析结果较为可信。 展开更多
关键词 大导数辨识 随机噪声 操稳特性 响应模态 小扰动理论
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飞翼无人机侧风着陆控制方法研究 被引量：7
18
作者 王艳丽 周洲 张琳 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2009年第1期24-26,30,共4页
针对飞翼无人机的特性,利用侧航法和侧滑法设计了侧风着陆控制系统,仿真了系统抗侧风干扰的能力并进行了对比分析。仿真结果表明:两种设计方法都达到了预期的设计目标,但使用侧航法具有更好的控制效果。
关键词 飞翼无人机 侧风着陆 侧航法 侧滑法 仿真
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放宽纵向静稳定性对战斗机布局升阻比特性的影响 被引量：4
19
作者 郑遂 展京霞 +1 位作者 曹原 昂海松 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期556-560,共5页
就放宽纵向静稳定性技术对不同战斗机布局升阻比特性的影响进行了研究。文中选取鸭式和正常式两种典型的现代战斗机布局,基于风洞试验数据,获得了在5种典型情况下,飞机不采用和采用放宽纵向静稳定性技术时的配平升阻比特性,并且分析了... 就放宽纵向静稳定性技术对不同战斗机布局升阻比特性的影响进行了研究。文中选取鸭式和正常式两种典型的现代战斗机布局,基于风洞试验数据,获得了在5种典型情况下,飞机不采用和采用放宽纵向静稳定性技术时的配平升阻比特性,并且分析了两种布局配平升阻比特性不同的原因。研究结果表明:在典型的亚、跨和超声速马赫数下,如果不采用放宽纵向静稳定性技术,鸭式布局由于配平得到的升阻比收益一般低于常规布局的收益;鸭式布局由于采用放宽纵向静稳定性技术得到的配平升阻比收益明显高于常规布局。从配平升阻比特性的角度来看,鸭式布局比常规布局更加适于采用放宽纵向静稳定性技术。 展开更多
关键词 纵向静稳定性 升阻比 鸭式布局 配平
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涡流控制在小展弦比飞翼布局飞机上的应用研究 被引量：4
20
作者 孔轶男 黄建栋 +1 位作者 王立新 李林 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第4期435-439,共5页
全隐身布局飞行器采用无尾飞翼布局,此种布局具有很多优点,但是在动态特性上存在一些新的问题,造成了飞行器稳定和操纵的困难。通过对小展弦比飞翼布局飞机进行涡流控制,可以产生较大的控制力矩,从而对飞机进行纵向和航向的控制,改善飞... 全隐身布局飞行器采用无尾飞翼布局,此种布局具有很多优点,但是在动态特性上存在一些新的问题,造成了飞行器稳定和操纵的困难。通过对小展弦比飞翼布局飞机进行涡流控制,可以产生较大的控制力矩,从而对飞机进行纵向和航向的控制,改善飞机的操纵效率。控制力矩是非线性变化的,其大小与飞机飞行状态(迎角、速度等)以及喷流的状态(喷流速度、喷孔位置、喷流方向等)有关。将喷流产生的控制力矩应用于飞机的控制,通过对增加喷流后飞机静操纵特性的分析,表明其改善了飞机静操纵特性和隐身性能,具有较好的实用性。 展开更多
关键词 小展弦比飞翼 涡流控制 喷流系数 操纵特性
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