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小展弦比飞翼布局飞机稳定特性 被引量:31
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作者 李林 马超 王立新 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1312-1317,共6页
飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,构型的改变导致其稳定特性与常规飞机有很多不同。针对小展弦比飞翼布局飞机,分别研究其在几种典型飞行状态下的纵向和横航向的静、动稳定特性,通过与常规布局飞机进行对比,着重揭示了飞... 飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,构型的改变导致其稳定特性与常规飞机有很多不同。针对小展弦比飞翼布局飞机,分别研究其在几种典型飞行状态下的纵向和横航向的静、动稳定特性,通过与常规布局飞机进行对比,着重揭示了飞翼构型参数、飞行状态与其稳定性间的量化规律,并详细分析了这一布局纵向短周期模态及横航向荷兰滚模态发散的具体成因。 展开更多
关键词 小展弦比 飞翼 稳定性 短周期模态 荷兰滚模态
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气动伺服弹性系统不确定性建模与鲁棒稳定性 被引量:22
2
作者 吴志刚 杨超 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期312-316,共5页
气动伺服弹性系统在不确定性摄动下的鲁棒稳定性问题对于带有自动控制系统的弹性飞行器是非常关键的。利用线性分式变换形式 ,考虑参数和非参数不确定性的摄动 ,如广义刚度、广义质量、广义非定常气动力以及伺服系统的不确定性摄动 ,由... 气动伺服弹性系统在不确定性摄动下的鲁棒稳定性问题对于带有自动控制系统的弹性飞行器是非常关键的。利用线性分式变换形式 ,考虑参数和非参数不确定性的摄动 ,如广义刚度、广义质量、广义非定常气动力以及伺服系统的不确定性摄动 ,由各子系统到整个闭环系统依次建立气动伺服弹性的状态空间模型 ,并应用结构奇异值 μ方法分析了系统的鲁棒稳定性。两个算例表明了该建模方法的方便适用以及 展开更多
关键词 气动弹性 气动伺服弹性 鲁棒稳定性 μ-分析
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升力体高超声速飞行器横向气动特性研究 被引量:8
3
作者 高清 李建华 李潜 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第1期43-48,共6页
升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风... 升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。 展开更多
关键词 升力体高超声速飞行器 横向稳定性 非对称转捩 风洞试验 多尺度
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飞行器动态稳定性参数的数值计算方法 被引量:9
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作者 任玉新 刘秋生 沈孟育 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第2期117-126,共10页
本文提出了一种确定飞行器动态稳定性参数的数值方法。本文首先研究了气动力与飞行器运动状态参数之间的关系,在此基础上给出了稳定性参数的定义。根据这一定义并结合计算流体力学和参数辨识方法,构造了计算飞行器稳定性参数的完整数... 本文提出了一种确定飞行器动态稳定性参数的数值方法。本文首先研究了气动力与飞行器运动状态参数之间的关系,在此基础上给出了稳定性参数的定义。根据这一定义并结合计算流体力学和参数辨识方法,构造了计算飞行器稳定性参数的完整数值方法,数值实验表明,该方法具有通用性强和准确度较高的优点。 展开更多
关键词 动态 稳定性 参数辨识 飞行器
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具有模型参数不确定性的高超声速飞行器动态特性分析及控制律设计 被引量:5
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作者 孙冲 方群 袁建平 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期497-502,共6页
大范围机动、质量分布快速变化、气动特性复杂,以及飞行器结构、气动、推力的相互耦合,使得高超声速飞行器动力学呈现出强不确定性,给其动态特性分析和控制器设计提出了挑战。文章针对高超声速飞行器模型参数不确定性问题,首先分析各种... 大范围机动、质量分布快速变化、气动特性复杂,以及飞行器结构、气动、推力的相互耦合,使得高超声速飞行器动力学呈现出强不确定性,给其动态特性分析和控制器设计提出了挑战。文章针对高超声速飞行器模型参数不确定性问题,首先分析各种可能造成模型不确定性因素的物理本质,确定其主要影响因素;在此基础上建立了能够反映这些主要影响因素带来的具有参数不确定性问题的动力学模型;并分析每一个单独不确定性参数变化对飞行器特征根分布的影响;在考虑高超声速飞行器参数不确定性的情况下,针对刚体-弹性体模型,采用修正的反馈线性化方法设计控制律。研究结果对高超声速飞行器的动力学特性分析、总体设计、控制系统设计、准确度分析等提供具有重要参考价值的依据。 展开更多
关键词 不确定参数 高超声速飞行器 动态特性分析 控制率设计
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Neal-Smith时域PIO预测准则及应用 被引量:10
6
作者 宁国栋 方振平 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期407-411,共5页
基于Neal- Smith频域准则,Neal- Smith时域准则(TDNS ,TimeDomainNeal Smithcriterion)是另一重要的固定翼飞机驾驶员诱发振荡(简称PIO)预测准则,其无需对人机系统的非线性进行任何假设和简化.以某机型为模型,采用TDNS ,通过俯仰角闭环... 基于Neal- Smith频域准则,Neal- Smith时域准则(TDNS ,TimeDomainNeal Smithcriterion)是另一重要的固定翼飞机驾驶员诱发振荡(简称PIO)预测准则,其无需对人机系统的非线性进行任何假设和简化.以某机型为模型,采用TDNS ,通过俯仰角闭环操纵误差信号与目标捕获时间之间的关系来同时预测I、II型驾驶员诱发振荡,同时分析了不同速率限制环节对预测结果的影响,基于误差信号的均方差及其二次偏导数,得到了TDNS准则一般计算方法及各个影响因素的关系.结果表明,TDNS准则的计算方法可行、直观、高效. 展开更多
关键词 驾驶员 振荡 非线性系统 时域分析
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自由振荡风洞实验获取的随振幅变化的动导数的应用问题研究 被引量:3
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作者 和争春 汪清 蔡金狮 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第4期403-410,共8页
本文研究了自由振荡风洞实验获取的动导数如何在飞行器动态特性分析、轨道仿真和飞行控制设计等飞行力学课题中应用的问题。讨论了将随振幅变化的动导数变换为随迎角变化的动导数的两种近似换算方法,提出了动导数换算的递推 辨识算法和... 本文研究了自由振荡风洞实验获取的动导数如何在飞行器动态特性分析、轨道仿真和飞行控制设计等飞行力学课题中应用的问题。讨论了将随振幅变化的动导数变换为随迎角变化的动导数的两种近似换算方法,提出了动导数换算的递推 辨识算法和多项式形式动导数的系数辨识算法。其中递推-辨识算法和多项式形式动导数的系数辨识算法都得到了令人满意的结果。 展开更多
关键词 自由振荡风洞实验 振幅 动导数 迎角 飞行器 动稳定性
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高超声速飞行器动力学建模与分析 被引量:5
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作者 张晓东 方群 +1 位作者 欧岳峰 孙冲 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2012年第10期71-75,共5页
吸气式高超声速飞行器本身具有复杂动力学特性,由于存在强烈的结构弹性/推力/气动的耦合以及其力学环境的诸多不确定因素,使得飞行器本身的动态特性相当复杂。经典牛顿力学方法建模难以清楚反映飞行器结构弹性/推力/气动耦合。为更为精... 吸气式高超声速飞行器本身具有复杂动力学特性,由于存在强烈的结构弹性/推力/气动的耦合以及其力学环境的诸多不确定因素,使得飞行器本身的动态特性相当复杂。经典牛顿力学方法建模难以清楚反映飞行器结构弹性/推力/气动耦合。为更为精确的分析高超声速飞行器复杂的动力学特性,本文针对吸气式高超声速飞行器采用拉格朗日法进行了建模与动态特性分析,选择了具有代表性的特征点,建立了小扰动模型,在不同特征点上采用拉格朗日模型和牛顿力学模型对比分析高超声速飞行器的动力学特性。结果表明,拉格朗日方法所建立的动力学模型能够更清楚地符合高超声速飞行器结构弹性和气动特性耦合以及发动机尾流和气动特性之间的耦合特性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 动力学 动态特性分析
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飞翼无增稳条件下横航向动稳定设计方法 被引量:3
9
作者 宋磊 杨华 +1 位作者 颜旭峰 黄俊 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2015年第11期2561-2565,共5页
横航向稳定性不足的问题是飞翼布局飞机设计过程中需要处理的关键问题之一。提出了一种在无自动器增稳条件下,不改变飞机平面布局而仅修改上反角实现飞翼布局飞机横航向动稳定的设计方法。从理论角度分析了该设计方法的可行性,以改进的... 横航向稳定性不足的问题是飞翼布局飞机设计过程中需要处理的关键问题之一。提出了一种在无自动器增稳条件下,不改变飞机平面布局而仅修改上反角实现飞翼布局飞机横航向动稳定的设计方法。从理论角度分析了该设计方法的可行性,以改进的涡格法和横航向线化小扰动方法构建数学分析模型,利用根轨迹方法对飞机不同飞行状态下的横航向动稳定性发展情况进行描述以指导优化方向。通过以一小尺寸飞翼布局飞机作为研究算例,对其进行展向上反角优化研究,以证明该套设计方法的有效性。试飞数据及计算结果表明,上反角优化明显改善了飞机荷兰滚模态特性。 展开更多
关键词 稳定性 无尾布局 飞翼布局 上反角 优化
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基于泰勒展开高次项修正的高超声速飞行器动态特性分析方法 被引量:3
10
作者 孙冲 方群 王乐 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期927-933,共7页
飞行器动力学特性的准确分析与其总体、控制系统设计及准确度分析等有着非常密切的关系。传统的分析方法是基于小扰动假设的线性化方法,即将非线性的扰动运动方程进行线性化处理,利用线性化的方程逼近非线性动力学方程。在小扰动的情况... 飞行器动力学特性的准确分析与其总体、控制系统设计及准确度分析等有着非常密切的关系。传统的分析方法是基于小扰动假设的线性化方法,即将非线性的扰动运动方程进行线性化处理,利用线性化的方程逼近非线性动力学方程。在小扰动的情况下,这种近似的结果能够保证误差在允许的范围内。然而对于诸如高超声速飞行器这种具有运动范围大、运动过程中受到的各种干扰严重、气动参数的非线性特性明显等特点的飞行器,小扰动假设显然在很多飞行状态下是不合适的,必然会带来扰动运动建模的不准确性,从而导致动态特性分析结果的不准确,对总体、控制系统设计及准确度分析造成错误的结果。文章针对高超声速飞行器在大机动状态下的动态稳定性分析问题,对基于线性化方法得到的平衡特征值是否能够反映非线性特征值所有的运动特征进行研究。首先规划一条航迹,在这条航迹上选择具有代表性的特征点,并在这些特征点上进行泰勒展开,建立保留相关变量高阶项的扰动运动模型;然后利用高阶项信息对线性化方程进行修正,并求出修正后的特征值;利用特征值扰动理论对线性化的扰动运动特征根和基于高阶项修正的扰动运动特征根进行对比分析。结果表明在满足给定精度要求的条件下,可以用范数法则来判定在何种条件(主要考虑扰动的幅值范围)基于小扰动的线性化模型可以适用,在何种条件下必须考虑高阶项的非线性特性。为具有复杂非线性和大扰动值特性的飞行器动态特性分析提供参考依据。 展开更多
关键词 泰勒展开高阶项 高超声速飞行器 动态特性 特征值扰动理论
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具有非线性扰动运动特性的高超声速飞行器动态特性分析方法 被引量:3
11
作者 方群 王乐 孙冲 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期1-6,共6页
常规基于小扰动线性化处理的建模方法,忽略了参数偏差的高阶项,很可能造成高超声速飞行器高动态环境下扰动运动模型的不准确.针对此问题,提出了保留运动参数偏差二阶高次项的非线性扰动运动模型的建立方法;应用常微分方程理论,给出了具... 常规基于小扰动线性化处理的建模方法,忽略了参数偏差的高阶项,很可能造成高超声速飞行器高动态环境下扰动运动模型的不准确.针对此问题,提出了保留运动参数偏差二阶高次项的非线性扰动运动模型的建立方法;应用常微分方程理论,给出了具有非线性扰动运动模型的飞行器动态特性分析方法;针对参数变化不大和有较大变化参数的典型特性点进行了验证分析.结果表明,对于扰动量不大的特性点,基于线性扰动运动模型的稳定性与非线性扰动运动模型的稳定性分析结果一致;对于扰动量较大的特性点,基于线性扰动运动模型的稳定性与非线性扰动运动模型的稳定性分析结果存在差异.在对具有大动态环境的飞行器特性点进行动态分析时,必须要考虑模型的非线性影响. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 非线性扰动 动态特性 常微分方程
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倾转旋翼机螺旋颤振稳定性研究 被引量:6
12
作者 邓旭东 胡和平 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第6期1041-1046,共6页
为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制,探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法,采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程,建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法。以XV-15倾转... 为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制,探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法,采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程,建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法。以XV-15倾转旋翼机为例,计算了风车状态下机翼的模态特性,结果表明当前进比超过0.9,机翼的一阶弦向和法向模态先后进入不稳定区域;经与参考文献数据对比,验证了理论模型的有效性。研究了旋翼桨尖后掠角、下反角以及尖削比对倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的影响,结果表明后掠与下反设计有利于增强机翼模态阻尼。最后通过对比不同设计组合,总结了提升倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的旋翼桨尖设计方法。 展开更多
关键词 倾转旋翼 螺旋颤振 稳定性 模态阻尼 桨尖设计
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非线性飞行稳定性研究的新综合方法 被引量:6
13
作者 何植岱 郭文 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1990年第2期143-151,共9页
本文提出“分歧和突变理论-时间历程-龙格库塔灵敏度分析”的综合方法,用其研究作为非线性系统的飞机稳定性。该方法利用分歧理论来确定飞机的全局稳定性,并由平衡面找出应予检验的平衡点,对这些平衡点,计算状态参数的时间历程,由此确... 本文提出“分歧和突变理论-时间历程-龙格库塔灵敏度分析”的综合方法,用其研究作为非线性系统的飞机稳定性。该方法利用分歧理论来确定飞机的全局稳定性,并由平衡面找出应予检验的平衡点,对这些平衡点,计算状态参数的时间历程,由此确定飞机运动的性质。最后,利用龙格-库塔灵敏度分析方法来研究动稳定性随时间的变化,由此可以解析地求得任意瞬间影响飞行稳定性的空气动力项,结构项及组合项。 利用上述方法所得到的有关稳定性的信息是全面的,它对飞机的操稳设计有重要参考价值。 展开更多
关键词 飞行力学 稳定性 非线性 飞机
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带粘弹减摆器的旋翼/机体耦合系统稳定性分析 被引量:2
14
作者 韩景龙 杨卫东 孙久厚 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第4期471-475,共5页
对一种非线性橡胶减摆器进行了有限元建模及线化分析 ,并考虑带有这种减摆器的直升机地面与空中共振问题。按带有减摆器和不带有减摆器两种情况进行计算 ,结果表明 ,该型减摆器具有优越的阻尼性能 ,并且由于减摆器的非线性特征 ,稳态摆... 对一种非线性橡胶减摆器进行了有限元建模及线化分析 ,并考虑带有这种减摆器的直升机地面与空中共振问题。按带有减摆器和不带有减摆器两种情况进行计算 ,结果表明 ,该型减摆器具有优越的阻尼性能 ,并且由于减摆器的非线性特征 ,稳态摆振角也对稳定性具有明显影响 ,进一步说明了减摆器设计的重要性 ,本文所用粘弹性减摆器数学模型 ,不同于已有模型 [1~ 2 ] ,体现了材料的超弹性和不可逆与记忆减退特征 。 展开更多
关键词 直升机 减摆器 粘弹性结构 稳定性 摆振角
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微型飞机降低重心位置对稳定性的影响 被引量:3
15
作者 袁昌盛 宋笔锋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期285-288,共4页
由于微型飞机有最大尺寸的限制,通常平尾/升降舵距离机翼和全机重心很近,造成气动效率和纵向静稳定性都比较低。研究了不使用平尾/升降舵、而是通过降低微型飞机重心位置来获得纵向静稳定性的思路。分析了重心低置情况下的纵向力矩平衡... 由于微型飞机有最大尺寸的限制,通常平尾/升降舵距离机翼和全机重心很近,造成气动效率和纵向静稳定性都比较低。研究了不使用平尾/升降舵、而是通过降低微型飞机重心位置来获得纵向静稳定性的思路。分析了重心低置情况下的纵向力矩平衡关系,推导了相应的纵向静稳定性的计算公式,并构造了计算模型和试飞样机进行实例分析。结果表明,通过降低重心位置可以有效地增大微型飞机的纵向静稳定性,并可以在没有平尾的情况下实现纵向力矩平衡和获得静稳定性。其静稳定性裕度可以通过重心与气动中心的纵向距离来调节。 展开更多
关键词 微型飞机 纵向稳定性 重心纵向位置 力矩平衡 气动中心
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飞行器转动惯量测量方法研究 被引量:7
16
作者 徐小方 张华 《科学技术与工程》 2009年第6期1653-1655,1660,共4页
研究用扭摆法测量飞行器转动惯量,并对该方法的测量误差进行分析。分析了飞行器IXX与IYY(IZZ)的比值以及测试倾斜角对IYY(IZZ)测量精度的影响,得出当试件的IYY(IZZ)/IXX大于5后,转动惯量的测试误差基本稳定的结论。
关键词 飞行器 转动惯量 惯性积 惯性主轴 误差分析
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JJ6飞机进入和改出尾旋的分析 被引量:2
17
作者 方振平 郑洁 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1989年第10期B479-B488,共10页
本文对JJ6飞机的尾旋特性运用微分方程的分叉、突变理论作了分析和预测。并进行了时域动态响应计算。探讨其运动机理以及各操纵面在尾旋进入和改出中的作用。理论计算与试飞结果相比,基本符合。
关键词 尾旋 大迎角 飞机 JJ6型
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同伦方法及飞机非线性平衡状态确定 被引量:1
18
作者 周洲 祝小平 张肇炽 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1996年第4期32-38,共7页
运用同伦方法的基本思想研究飞机非线性平衡状态的求解。首先给出了同伦微分方程组的构造方法及解曲线跟踪算法的实现方法,然后针对目前典型同估算法的不足,给出一种新的同伦算法。并通过对飞机运动的六自由度非线性方程组平衡解的实... 运用同伦方法的基本思想研究飞机非线性平衡状态的求解。首先给出了同伦微分方程组的构造方法及解曲线跟踪算法的实现方法,然后针对目前典型同估算法的不足,给出一种新的同伦算法。并通过对飞机运动的六自由度非线性方程组平衡解的实例计算,证实这一算法的可行性和有效性,以及在速度和精度上较之某些传统方法的巨大优越性。成功地克服了工程实际中非线性方程传统解法通常存在局部收敛的局限性。 展开更多
关键词 同伦 非线性平衡 飞机 运动方程组 平衡状态
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横航向飞行品质对参数的灵敏度分析 被引量:2
19
作者 张曙光 李雪峰 孙金标 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2000年第2期19-22,共4页
使用等效系统评价方法 ,根据数值计算结果分析了全权限电传操纵飞机从小迎角到失速迎角横航向飞行品质对于气动参数变化的灵敏度。结果表明飞行品质对操纵效能变化很灵敏 ,对横向气动导数变化又较航向灵敏 ,特别对于高增益、强调横向操... 使用等效系统评价方法 ,根据数值计算结果分析了全权限电传操纵飞机从小迎角到失速迎角横航向飞行品质对于气动参数变化的灵敏度。结果表明飞行品质对操纵效能变化很灵敏 ,对横向气动导数变化又较航向灵敏 ,特别对于高增益、强调横向操纵飞机更为如此。同时建议飞控系统横航向通道随迎角调参 ,以确保在更宽的迎角范围内具有满意的飞行品质。 展开更多
关键词 横航向飞行品质 等效系统 灵敏度 气动参数
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直接升力控制对飞机着舰稳定性的改善 被引量:2
20
作者 林国锋 高浩 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1992年第1期1-5,12,共6页
本文讨论了舰载飞机以最小需用推力对应速度(V_(?))的左侧速度进场的航迹稳定性问题。并对直接升力控制对着舰稳定性的改善进行了初步探讨.结果表明,采用直接升力控制来保证飞机着舰稳定性是可行的.
关键词 舰载机 航迹 稳定性 直接升力控制
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