飞行动力学

摘要： 飞行控制设计的最新进展提高了复杂自主飞行器完成各类任务的能力.在各类垂直起降飞行器中,涵道风扇飞行器(DFAVs)是一种非常重要的尾座式飞行器,其运动和驱动部件由称为涵道的环形机身所屏蔽.这一结构使得其能够很好地保护飞行器自身和操作人员的安全,让飞行器能够在狭窄、杂乱和危险的环境中飞行.此外,DFAVs具有固定翼飞机和直升机的特点,能够同时展现它们的优良特性,如长时居高监视能力和大有效载荷能力.本文是关于DFAVs的第1篇综述论文,旨在概述与其相关的几个方面的最新进展.首先,综述了世界范围内开发的此类飞行平台的历史与分类,并总结了它们的优缺点.然后,介绍了用于控制这些飞行器的多种控制方法.最后,给出总结,并讨论了现存的挑战,以及新的研究趋势.

摘要： 为降低飞船返回过程中接地速度、提高着陆指标设计精度,飞船返回轨道设计成为保障宇航员能够安全着陆、船体能够再次重复使用的关键。以美国波音公司星际飞船为研究背景,综述了星际飞船首飞试验任务情况,简化飞船返回飞行程序;考虑两种主要摄动因素及减速伞二次充气过程,分别建立了飞船返回过程中离轨段与再入段飞行动力学模型;最后,通过数学仿真验证了飞船返回轨道设计方法的有效性。

摘要： 在失事航空器信息条件缺省的情况下,定位航空器搜寻区域对开展后续救援工作极为重要,为提高定位准确率,通过决策场的相关理论,对迫降过程中飞行员的应急行为决策进行分析,从而提出了一种耦合飞行员应急行为决策和飞行动力学的航空器搜寻范围划设方法。在此基础上,根据高高原地区的气象地形条件建立飞行环境,以B737-700机型为例,在考虑飞行员决策结果差异的情况下,对部分信息条件缺省的航空器迫降飞行过程进行模拟,并据此确定搜寻区域的范围和优先级。仿真结果表明在不稳定因素干扰或信息缺省的情况下,耦合飞行员应急行为决策和动力学模型的搜寻范围划设方法是可靠的。

摘要： 对离心粒化后高温熔渣的飞行过程建立数学模型,通过Runge-Kutta方法对建立的数学模型进行离散求解。结果表明,熔渣液滴沿x方向飞行距离与液滴直径和初始速度成正比;由于空气绕流阻力和重力作用,熔渣液滴速度先降低后增加。对熔渣液滴撞壁后过剩反弹能进行分析,获得了熔渣液滴的临界撞击速度。结果表明,临界撞击速度为区间,存在上界和下界,且上界和下界同时随直径增加而降低。对初始速度为10、12和14 m·s^(‒1)三种粒化工况进行实验,结果表明,由于熔渣液滴从粒化盘抛出时速度小于粒化盘边缘线速度,熔渣液滴实际下降距离大于其理论值;三种工况下熔渣液滴撞击速度在临界撞击速度区间内,均未产生粘结。

摘要： 迎角、侧滑角是飞机重要的飞行状态参数,而大气数据系统在恶劣天气、大迎角或机动飞行情况下是难以准确测量出气流角等数据的.基于飞行数据,研究了一种飞机气流角的估计方法.考虑到飞行数据可能受到外部干扰发生数据突变、各数据采样频率不同以及飞行数据之间的噪声统计特性均未知等情况,建立飞机系统状态方程和量测方程,将非等间隔理论与基于极大似然准则的自适应卡尔曼滤波算法进行融合,以飞机转弯和爬升飞行为实例,施加外部干扰,对飞机迎角、侧滑角进行估计.实验结果表明,该算法的估计精度和抗外部干扰的鲁棒性能均优于扩展卡尔曼滤波算法和无迹卡尔曼滤波算法.

摘要： 根据连翼布局飞行器气动力和力矩的分布特点,建立了面向其气动部件的飞行力学数学模型.将计算流体力学(CFD)和飞行力学仿真结合,采用时间步长离散,建立了一个能通过气动计算和飞行力学相互迭代来完成仿真全过程的面向连翼布局飞行器气动部件的仿真平台,并且在仿真过程中能全程监测所有部件的气动、动力学、姿态和航迹参数的变化.通过该仿真平台对不同输入信号作用下的动力学响应分析了连翼布局飞行器纵向和横侧向的动力学特性.仿真分析结果表明:该连翼布局飞行器纵向具备静稳定性,但横侧向不具备静稳定性.同时,横向和航向运动耦合明显,符合荷兰滚运动偏航及侧滑振荡明显的主要特征.所提方法可为了解连翼布局飞行器本体及飞行动力学响应特性、飞行品质和飞行安全研究等工作提供分析基础.

摘要： 波音737Max飞机因为连续两次失事,导致停飞、复飞反复,外界议论纷纷。究其原因,可能是设计改型上不够完善,风洞试验环境不够充分,质心前移、动力增大后,速度加快,对山区“鬼风”附加的湍流行为造成攻角迭代效应与自动控制系统的匹配不够宽裕,导致极端条件下机头向下快速俯冲。而机动特性增强系统(MCAS)是非飞行员操控系统的,手动联动装置调节与机头仰角太小而失事。我们从它的结构与飞行动力学角度对其进行分析,以便对飞机制造业提供一个参考。

摘要： 风切变严重威胁处于起飞、着陆阶段飞机的飞行安全.面向在校飞行学员,提出并开发了风切变特情飞行仿真实验.建立含扰动风影响的飞行动力学模型.针对微下击暴流风切变,分析纵向扣横侧改出飞行操作.在此基础上,开发一种基于B-S架构的在线虚拟仿真实验平台,实现风切变影响机理分析、基础飞行操作、改出操作和飞行技术考核评价功能.该平台能够帮助飞行学员在理论学习阶段系统掌握风切变飞行原理,树立遵章守纪意识,培养特情处置能力.

摘要： 大气湍流对飞行安全构成严重威胁,开展湍流特情飞行训练对于民航飞行员培养具有重要意义.研究了一套湍流中飞行的虚拟仿真核心算法,生成符合von Karman模型的湍流风场,建立了含扰动风影响的飞行动力学模型,通过数值积分获得飞机穿越湍流风场的动力学响应.提出了一种基于飞行失控包线的湍流特情飞行品质评价方法.在此基础上,面向虚拟仿真一流实验课程建设要求,设计了一种基于浏览器-服务器的湍流特情飞行开放式虚拟仿真平台.实验平台能够帮助飞行学员在理论学习阶段系统地掌握湍流中的飞行原理,同时锤炼遵章守纪的飞行员职业素质,培养特情飞行处置能力.

摘要： 发展了一套能够耦合非定常舰船流场的直升机飞行动力学模型.采用DES方法以获得高精度非定常舰船流场,并基于"单向耦合"思想构建了CFD向飞行力学模型的数据传递策略.以SFS2舰船模型和UH?60A直升机组合为研究对象,从直升机操纵余量和非定常载荷水平两方面分析了着舰过程中舰艉流场对常规单旋翼直升机的扰动特征.时均研究结果显示:对于右旋旋翼直升机,在右侧风情形下飞行员能够具有更多的总距操纵余量,但由于尾桨受侧洗流的影响,脚蹬余量相较于0°风向角情形会大幅降低.非定常水平结果表明:侧风情形下舰艉流场湍流脉动强度增大,使得飞行员的工作载荷要显著高于0°风向角情形;常规单旋翼直升机在其旋翼轴方向的气动力和力矩(即拉力和偏航力矩)的非定常波动是导致着舰过程中飞行员工作载荷增大的主要因素.

摘要： 机翼结冰会严重影响飞机的气动特性,是造成飞行事故的主要因素之一.本文采用线化小扰动分析方法和非线性全局稳定性分析方法,对大飞机机翼对称结冰情况下的飞行动力学特性展开了研究.结果表明:机翼结冰主要影响飞机的升阻特性,使得飞机的平衡迎角和需用推力增大、临界迎角和运载能力减小.机翼结冰后,飞机阻尼减小,振荡加剧;同时操纵升降舵以及水平安定面,飞机可能出现不稳定情况.本文的研究结果可为不同结冰程度下的操纵策略、飞行安全边界评估、结冰实时探测等工程应用提供理论支持.

摘要： 利用Simulink建立可倾转四旋翼飞行动力学模型,并验证了正确性.该模型包含旋翼、机翼、机身、尾翼四个部件气动力,其中机翼、尾翼的计算采用了升力线理论,旋翼的计算采用叶素理论和动量理论,而机身则采用CFD计算.结合CFD计算结果和常识确定机身与旋翼、机翼与旋翼之间的干扰系数,并进行配平和特征根的计算,用计算结果验证建模方法的正确性与合理性.

摘要： 将CFD模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法.在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用.将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代,并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程,最终求得平衡参数.应用所建立的方法,首先进行了算例验证,以表明方法的有效性.然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析,得出了对直升机着舰飞行有指导意义的结果.

摘要： 新概念旋翼机的研发需要进行模块化、灵活的飞行动力学仿真.本文介绍了一种基于多体动力学开发的旋翼机飞行动力学模型库.高级系统建模语言Modelica用于建立各种所需的组件模型,既包含关键模型,例如主旋翼,也包含附加组件,例如起落架、尾轮、发动机、飞控、飞行员等.模型库已使用UH-60黑鹰作为案例来进行验证,包含配平和瞬态仿真,并形成了验证报告,对其他旋翼机仿真配置的可能性进行了讨论.

摘要： 本文介绍了升力风扇无人机飞行动力学模型的搭建方法,该模型考虑了升力风扇无人机垂直/短距起降过程过渡飞行阶段的飞行动力学特性.将理论模型计算得到的力方程与CFD数值仿真计算得到的结果进行了对比,说明了本文建模方法的有效性.

摘要： 大柔性飞行器的弹性模态频率越来越低,甚至接近刚体模态的频率,这时弹性效应对飞行力学仿真的影响十分显著.本文以平均体轴系下弹性飞行器非线性运动方程为基础,针对细长体导弹采用气动导数法计算非定常气动力,并给出了广义力的表达式,建立了弹性导弹飞行动力学模型.此外,运用稳定模态基底法建立了一种针对燃油质量变化的动力学模型,用于变质量弹性导弹弹道仿真.本文采用模块化的仿真方案,进行了弹性和刚性导弹弹道仿真研究.对比仿真结果发现,大柔性导弹的舵偏角及在本文制导方案下的飞行轨迹与刚性导弹存在较大差别;本文提出的弹性导弹弹道仿真方法为以后研究弹性效应对制导精度的影响作基础.

摘要： 本文以"跷跷板"式旋翼桨榖加装弹性支承件后的涵道风扇无人直升机为例,首先将桨根弹性支承件简化成一铰链弹簧,建立旋翼动力学模型.然后,利用叶素动量理论建立直升机旋翼、涵道风扇、机身气动力模型,其中基于动态入流理论建立起旋翼的诱导速度模型,在此基础上建立起全机的飞行动力学模型.最后以加装了弹性支承件和未加装弹性支承件的样例直升机为例,计算了两者的配平特性,并据此比较分析了桨根弹性约束刚度对直升机配平特性的影响.比较分析结果表明,悬停及较低速度时,桨根弹性约束刚度对直升机配平特性几乎没有影响,前飞时有显著影响.前飞时,有桨根弹性支承件与无弹性支承件的样例直升机相比,旋翼需用功率减小,这对直升机性能有利,可以增加直升机最大前飞速度和航程、航时等;旋翼后倒角、旋翼侧倒角、纵横向周期变距和滚转角等减小,而俯仰角等增大,这会进一步影响到直升机的稳定性和操纵性等.

摘要： 舰面流场环境是影响直升机安全起降和平稳飞行的重要因素,本文主要研究了舰载直升机在行进母舰甲板上方悬停时的平衡特性.采用CFD方法计算了母舰甲板上方的气流场;采用旋翼离散模型,综合考虑流场对直升机气动载荷的影响,建立了适用于舰载环境的直升机飞行动力学模型;对UH-60A直升机在流场悬停位置处进行了平衡分析,并通过与定常风场环境和旋翼非离散模型配平值的对比,分析了舰面流场对直升机平衡操纵的影响与原因;计算了舰面流场下的旋翼入流、载荷、功率,与相关模型进行了对比,结论表明流场对直升机旋翼的垂向载荷影响较大;同时,计算了机体姿态状态量随时间的响应,通过旋翼离散模型和非离散模型的响应曲线对比,表明前者对舰面流场的计算方式得出的机体姿态角速率的改变更为显著,破坏了直升机的平衡,对直升机在舰面流场环境下的飞行控制系统提出了更高的要求.

摘要： 根据共轴式直升机上下旋翼与重心之间的总体位置关系,可以分为上下旋翼均位于重心之上、上下旋翼均位于重心之下以及重心位于上下旋翼之间三种情况.本文针对上述三种情况的共轴式直升机,建立了飞行动力学模型.基于该数学模型,进行了稳定性分析,研究了旋翼位置对共轴式直升机稳定性的影响,最后对如何改善旋翼位于重心之下模式直升机的稳定性问题进行了初步研究.研究表明,旋翼位于重心之下时,纵向与横向运动均出现不稳定的纯发散模态,增加桨毂力矩有助其稳定性的改善.

摘要： 无尾桨(NOTAR)直升机通过环量控制尾梁和尾部喷气锥产生侧向力控制直升机的航向,具有结构简单、重量轻、噪声小、气动效率高等优点.本文对无尾桨直升机的平衡和操纵稳定性进行研究.首先根据叶素理论、儒可夫斯基升力定理和动量定理建立了环量控制尾梁和喷气锥的气动力模型,以一架50kg级的无尾桨直升机为样例,确定了其总体参数、旋翼参数和航向控制系统的参数.然后,在考虑了旋翼诱导入流的非均匀性及旋翼下洗流对垂尾和平尾的气动干扰等因素的基础上,建立了无尾桨直升机的平衡方程,采用牛顿迭代法对样例无尾桨直升机进行了配平计算,并对配平计算结果进行了分析;建立了无尾桨直升机的运动方程,采用数值计算方法获得了样例无尾桨直升机的气动导数和操纵导数.最后,根据小扰动假设,分析了该无尾桨直升机的稳定性和操纵性.

摘要： 一种制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构比如机翼的方法。机翼(1)包括内部区域(1)和能够在飞行构型与地面构型之间相对于内部区域旋转的外部区域(3)。该方法包括：通过确定欧拉旋转轴线(11)的位置和取向以及确定切割面(13)来设计可折叠空气空力学结构的步骤，其中，外部区域绕该欧拉旋转轴线旋转以到达地面构型，切割面垂直于欧拉轴线并分离内部区域和外部区域；以及反复地重复该过程直到获得满足至少一个设计准则的优选切割面(13)为止。

摘要： 本发明涉及一种用于制造空气动力学结构(34)的方法，所述空气动力学结构包括具有空气动力学面(F34)的第一面板(42)以及增强的第二面板(44)，其特征在于，所述制造方法包括：冲压所述第二面板(44)以获得至少一个凹凸形状部(46)的步骤，所述至少一道凹凸形状部凹入在第二面(44.2)上；以及通过将所述第一面板和第二面板(42，44)在所述凹凸形状部(46)之外彼此压靠来使所述第一面板和所述第二面板连结的步骤。本发明还涉及一种使用所述方法获得的空气动力学结构。

摘要： 一种制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构比如机翼的方法。机翼(1)包括内部区域(1)和能够在飞行构型与地面构型之间相对于内部区域旋转的外部区域(3)。该方法包括：通过确定欧拉旋转轴线(11)的位置和取向以及确定切割面(13)来设计可折叠空气空力学结构的步骤，其中，外部区域绕该欧拉旋转轴线旋转以到达地面构型，切割面垂直于欧拉轴线并分离内部区域和外部区域；以及反复地重复该过程直到获得满足至少一个设计准则的优选切割面(13)为止。

摘要： 本发明属于飞行器设计技术领域，具体是涉及高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，根据设计计算需求给定配平计算的精度，在配平计算时，每计算一步，都用计算值与给定精度进行比较，如果计算值满足精度要求，则结束配平计算，并将该步计算的迎角、升降舵偏角和油门开度作为配平结果；如果计算值不满足精度要求，则继续进行迭代计算，直到满足精度要求或者计算过程中判断出所给状态点处于飞行包线之外。本发明具有全局快速收敛特性，对初始值要求低，算法简单，易于掌握和程序实现。计算过程无需复杂的动力学和运动学方程的计算，减小了迭代计算量，提高了配平效率。配平计算中所有参数均以无量纲形式进行计算，提高了配平结果的精确度。

摘要： 本发明公开的基于仿生柔性机翼的小型无人飞行器飞行动力学优化方法，属于小型固定翼无人飞行器总体设计与飞行动力学领域。本发明通过模仿大型滑翔鸟类翅翼几何、结构特点设计仿生柔性机翼；基于仿生柔性机翼，对机翼模态分析得到扭转部分十分显著的前几阶模态；将得到的前几阶模态方程组与飞行动力学方程组联立，并加入弹性形变产生的气动力耦合项；得出仿生翼气动弹性效应对飞行动力学耦合作用影响，提炼关键性参数，在不改变机身结构布置和总体气动布局的情况下，通过调整机翼结构设计调整关键性参数的正负号和大小，进而调整机翼气动弹性与飞行动力学的耦合形式，达到减小短周期频率增加短周期阻尼比、减缓小型无人机阵风扰动的目的。

摘要： 本发明提出了一种适用于工程的基于非线性气动力降阶的弹性飞机飞行动力学建模方法，用来实现弹性飞机飞行动力学仿真，特别是低速飞机在遭遇大幅值阵风情况下的阵风响应高精度高效率仿真。该方法首先建立弹性飞机刚弹耦合动力学方程，再求解基于CFD的给定运动或来流状态下的广义气动力，获得降阶模型的训练输入、输出信号；再采用ARMA模型和RBF神经网络模型分别建立线性气动力降阶模型和非线性校正模型，将两者结合获得非线性气动力降阶模型；再耦合非线性气动力降阶模型和刚弹耦合动力学方程对弹性飞机进行飞行动力学仿真。该方法比传统基于面元法气动力的仿真方法精度高，比基于CFD/CSD耦合分析方法效率高，具有高工程价值。

摘要： 本发明公开了一种用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统及方法，包括风洞装置、飞行器试验装置、控制装置和测试装置，飞行器试验装置安装在风洞装置内，控制装置和测试装置均与风洞装置和飞行器试验装置连接，飞行器试验装置包括旋翼试验台和安装在旋翼试验台上用于安装飞行器的飞行器适配安装座。本发明的测试系统不需要对被测旋翼无人飞行器的飞行原理进行太多的机理分析，而是通过准确、可控地模拟被测旋翼无人飞行器在真实应用场景的飞行工况，获得被测旋翼无人飞行器在各种模拟真实应用场景下的飞行参数，并利用获得的试验数据与操控参数建立旋翼类无人飞行器的飞行动力学模型。

摘要： 本发明属于飞行器设计技术领域，具体是涉及高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，根据设计计算需求给定配平计算的精度，在配平计算时，每计算一步，都用计算值与给定精度进行比较，如果计算值满足精度要求，则结束配平计算，并将该步计算的迎角、升降舵偏角和油门开度作为配平结果；如果计算值不满足精度要求，则继续进行迭代计算，直到满足精度要求或者计算过程中判断出所给状态点处于飞行包线之外。本发明具有全局快速收敛特性，对初始值要求低，算法简单，易于掌握和程序实现。计算过程无需复杂的动力学和运动学方程的计算，减小了迭代计算量，提高了配平效率。配平计算中所有参数均以无量纲形式进行计算，提高了配平结果的精确度。

摘要： 本发明公开的基于仿生柔性机翼的小型无人飞行器飞行动力学优化方法，属于小型固定翼无人飞行器总体设计与飞行动力学领域。本发明通过模仿大型滑翔鸟类翅翼几何、结构特点设计仿生柔性机翼；基于仿生柔性机翼，对机翼模态分析得到扭转部分十分显著的前几阶模态；将得到的前几阶模态方程组与飞行动力学方程组联立，并加入弹性形变产生的气动力耦合项；得出仿生翼气动弹性效应对飞行动力学耦合作用影响，提炼关键性参数，在不改变机身结构布置和总体气动布局的情况下，通过调整机翼结构设计调整关键性参数的正负号和大小，进而调整机翼气动弹性与飞行动力学的耦合形式，达到减小短周期频率增加短周期阻尼比、减缓小型无人机阵风扰动的目的。

摘要： 本实用新型公开了一种用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统，包括风洞装置、飞行器试验装置、控制装置和测试装置，飞行器试验装置安装在风洞装置内，控制装置和测试装置均与风洞装置和飞行器试验装置连接，飞行器试验装置包括旋翼试验台和安装在旋翼试验台上用于安装飞行器的飞行器适配安装座。本实用新型的测试系统不需要对被测旋翼无人飞行器的飞行原理进行太多的机理分析，而是通过准确、可控地模拟被测旋翼无人飞行器在真实应用场景的飞行工况，获得被测旋翼无人飞行器在各种模拟真实应用场景下的飞行参数，并利用获得的试验数据与操控参数建立旋翼类无人飞行器的飞行动力学模型。