提高战斗机大迎角稳定性的方法
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
8.期刊论文 祝明红.王勋年.陈洪.Zhu Minghong.Wang Xunnian.Chen Hong 采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动
特性的风洞试验研究 -流体力学实验与测量1999,13(2)
飞机大迎角横侧气动特性是决定其机动性及敏捷性的主要因素之一.本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论.着重对机头边条 的大小、安装位置等对飞机稳定性的影响进行讨论.试验是在气动中心低速所4m×3m和 3.2m风洞中进行的.
5.学位论文 孟宣市 背鳍对细长平板三角翼涡的稳定性影响的研究 2005
本文的目的主要是通过实验来研究细长三角翼加背鳍后对前缘涡的影响,并进一步解释涡在不稳定后的发展.实验部分在西北工业大学翼型研究中心 的NF-3低湍流度亚音速风洞中进行.模型后掠角为82.5°,迎角为29°,基于模型根弦长的雷诺数为2.99×10<'5>.实验采用烟流/激光片光的流动显示技术 ,测定涡核中心的坐标,并进行对称性、锥性和定常性分析研究.模型使用同一个具有尖锐边缘的平板三角翼,对两个不同高度的背鳍进行实验研究,当地背 鳍高度与当地半展长之比分别为0.75和1.5.计算用的平板三角翼模型几何尺寸和实验用模型保持一致,程序所用控制方程为三维非定常Euler方程.对于单 独的平板三角翼,实验和计算的结果都清楚地表明:涡流场始终保持对称、锥型和定常;同样的实验条件,当在模型背部对称线上加上比例为0.75的背鳍后 ,原本对称、锥形和稳定的涡流场变得非对称、非锥形、非定常;而当背鳍的高度比增加到1.5时,涡流场又恢复对称、锥形、稳定.实验结果和理论分析的 结果吻合,同时显示加背鳍后的不稳定涡变得非对称非锥型和非定常.
2.学位论文 祝明红 利用旋涡发生器进行前体涡控制的风洞试验研究 1999
该文对试验研究所使用的试验设备、试验条件、以及处理等进行了简要地介绍;着重对该次试验所获得的结果进行了详细分析并获得了几点有价值的 结论.a.对称安装前机身边条能有效控制前体涡的非对称性,消除或减小飞机大迎角时的大侧向力偏航力矩,其中,在前机身截面最宽处安装边条,其控制效 果最好.b.对称安装前机身边条能增大飞机的航向稳定性,c<,nβ>的反号迎角增大;而对习机横向稳定性的影响较小.c.改变前机身边条的形 状参数,对前 机身边的贡献有一定的影响,其中边条长度、宽度的增加,前机身边条的作用更大一些,其原因是前机身边条涡增强了.边条后掠角越大,其作用越大,对俯 仰稳定性的影响越小.d.前机身边条的安装位置对其作用的影响较大.e.欲 获得飞机大馆角时的偏航控制的能力,前机身边条必须是可控制的(边务偏转 或移动).f.飞机部件对前机身边条作用的影响较大.光机身时,对称安装前机身边条均能消除或大大减小大迎角时的偏航力矩,边条反对称偏转所产生的偏 航控制力矩最大.
尾翼之间的协调设计。先进的气动
布局设计加上推力矢量对于现代战 斗机而言简直就是如虎添翼，相信
下一代战斗机能够在ｏ。一３６００迎 角范围内进行无忧虑机动。
参考文献
ｌ邓学蓥，夏雪涧．工程分离流动力
学．北京：北京航空航天大学出版社，
１９９ｌ
２方宝瑞主编．飞机气动布局设计．北
京：航空工业出版社，１９９７
３钱丰学，梁贞桧．边条机翼布局战 斗机稳定性改进研究．飞行力学．２００２
6.期刊论文 孟宣市.乔志德.高超.罗时钧.刘锋.MENG Xuan-shi.QIAO Zhi-de.GAO Chao.LUO Shi-jun.LIU Feng 低
背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响 -航空学报2007,28(3)
对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角82.5°,背鳍当地高度与模型当地半 展长比值分别为0.3和0.6,实验迎角范围12°～32°,包括1.66×106和2.33×106两个雷诺数.实验结果表明:0°侧滑角下,在翼面上发生旋涡破裂前,单独 细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零;加上两个不同高度的低背鳍后,在一定的迎角下,三角翼的横向力及横向力矩开始不为零 ,流场定常;在更大的迎角下,流场变得非定常.实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后,随着迎角的增大,流场进 一步发展的状态.
但是，该委员会还是从ＪＳＦ项目中削减了１０亿荚元，为了进行额外的 试验和使设计成熟故将生产推迟一年。
航空科学技术·２００６年第４期
２７
万方数据
提高战斗机大迎角稳定性的方法
作者： 作者单位： 刊名：
英文刊名： 年，卷(期)： 被引用次数：
田云 北京航空航天大学
航空科学技术 AERONAUTICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY 2006，(4) 0次
前的中央翼结构前部到机头的这一 段。为了平衡机翼上洗气流的影响， 苏一２７前机身呈弓形，机头下垂，座 舱后的机身部分开始向机翼和尾部 平滑过渡，形成良好的翼身融合体 造型。
四、结束语
推力矢量控制技术也可以弥补 战斗机纵横向稳定性的不足，其在 苏一３５和Ｆ一２２、Ｆ与５上都已应用。 推力矢量控制技术的应用需要先进 的发动机技术和控制技术，但必须 更加注意发动机尾喷管、机身后体、
万方数据
万方数据
和修形可以提高飞机大迎角稳定性 的，以第三代战斗机中的苏一２７为 例，分析它是怎样在气动布局上保 证其卓越机动性能的。
１．边条、翼身融合 翼身融合技术在第三代战斗机 中应用比较广泛，它所带来的最大 好处是可以保证飞机两个最大的部 件之间产生有利干扰，使气流平滑 过渡，减小干扰阻力，保证飞机稳定 性。 ２．进气道及发动机布局形式 苏一２７飞机的两个单独的发动 机吊舱布置在机翼和机身组成的升 力体之下。两个单独的发动机吊舱 间距较大，在进气道后部逐渐过渡 成与发动机外形轮廓配合的圆型截 面，发动机吊舱突出于机身上表面， 这种进气道布局可以保证飞机大迎 角时的进气质量和流量。两台发动 机安装位置靠后且相隔距离较大， 转动惯量较大，有利于稳定。 ３．双垂尾 双垂尾相隔较远，可以避开机翼 尾流的干扰，同时也可以减小垂尾 之间的相互干扰。 ４．平尾 苏一２７的全动平尾位置在机身 结构的外侧，偏外侧的全动平尾受 机身结构的遮蔽和机翼涡流的影响 较低。苏＿２７的平尾除可进行同角 度偏转外，还可差动偏转，与机翼上 的襟副翼配合进行滚转控制。全动 平尾内侧延伸到发动机舱和垂尾问 的引射夹道的一段，可以对引射气 流进行加速偏转，提高平尾效率。 ５．机身及座舱布局 从苏一２７采用的气动布局很难 明确指出机身范围，按照传统的概 念标准，苏一２７的机身只有在进气道
9.学位论文 黎康 飞机大迎角非线性动力学的分叉分析及控制律综合 2003
该文采用非线性动力学系统中的分叉分析理论及相应的数值计算方法,系统地预测了飞机大迎角动力学特性的全貌;在此基础上,采用分叉控制的方法 设计大迎角飞行控制律,避免了不期望的动力学特性的出现,并结合现代鲁棒控制技术,克服分叉控制中需要精确数学模型的不足.具体的研究工作包括 :1)针对描述静不稳定飞机本体的非线性常微分方程组,绘制了以常规气动舵面偏角为分叉参数的一组分叉图,揭示了其在大迎角下特有的非线性动力学现 象.在此基础上,为了挖掘飞机在常规气动舵面操纵下的机动潜力,设计了纵向和横航向的控制增稳系统,并通过比较飞机闭环与飞机本体的分叉图,研究控 制增稳系统对飞机动力学特性的影响.2)引入纵向推力矢量并运用特征结构配置设计相应的控制律后,飞机并未实现大迎角下的稳定飞行,但发现飞机在大 迎角下具备稳定飞行的机动潜力.引进分叉控制的方法,设计偏航方向推力矢量的非线性控制律,抑制不期望的非线性动力学现象,使得飞机的分叉曲线按 照期望的方式发展.数值仿真表明所设计的控制律可以取得满意的结果.但计及非定常气动力效应后,效果不好,原因是分叉控制方法是基于精确的数学模 型,对于未建模动态,这样的控制律设计鲁棒性差.3)在上述设计的基础上,运用多目标特征结构配置方法,结合遗传算法,设计鲁棒反馈回路,增强系统的鲁 棒性.并通过对不同初始状态的时域仿真,估算了非线性系统稳定平衡点的吸引域,得到了系统的定范围稳定性,而不仅仅是李雅普诺夫局部渐近稳定性 .4)通过对三个典型机动动作的时域仿真,验证上述控制律设计的有效性.结果表明所设计的控制律在计及非定常气动力效应的条件下仍能获得令人满意的 控制效果.
3.期刊论文 陈斌.CHEN Bin 某型飞机高亚声速大迎角横向静稳定性改善研究 -实验流体力学2005,19(1)
根据某型飞机存在的高亚声速大迎角横向静不稳定性问题,分析了出现该问题的原因,提出了解决问题的方法与措施,最后通过风洞试验验证,以较小 的代价成功地解决了飞机的高亚声速大迎角横向静不稳定性问题,保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全.
参议院为ＪＳＦ替换发动机提供经费
参议院拨款委员会同意为布什政府ＤＤ（Ｘ）驱逐舰项目的２．６亿美元申请 提供金额拨款，但是，与其众议院两彳亍不一样，参议院的委员会想要钱来支 付两个多任务地面部队。
ＤＤ（Ｘ）驱逐舰项目包括在４５３０亿美元的防务拨款清单内，该清单已经 提交参议院全会考虑。这个数量比五角大楼的申请少９０亿美元，然而，布什 总统威胁说，对于任何比政府申请少４０亿美元的防务拨款将予以否决。
7.期刊论文 税清才.孙本华 基于飞机空气动力和动力学方程的非线性分析李雅普诺夫稳定性 -空军工程大学学报
(自然科学版)2003,4(3)
飞机的稳定性是飞行动力学的重要组成部分,基于飞机空气动力和动力学方程的非线性,将李雅普诺夫稳定性分析方法应用于飞机在定常大迎角飞行 状态的稳定性分析,该方法克服了小迎角的局限性,在某型号设计中得到了具体的应用.
参考文献(3条) 1.邓学蓥.夏雪涧 工程分离流动力学 1991 2.方宝瑞 飞机气动布局设计 1997
3.钱丰学.梁贞桧 边条机翼布局战斗机稳定性改进研究[期刊论文]-飞行力学 2002(06)
相似文献(10条)
1.会议论文 陈斌 某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究 2003
本文根据某型飞机存在的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,分析了再现该问题的原因,提出了解决问题百度文库方向与措施,最后通过风洞试验验证,以 较小的代价成功的解决了飞机的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全.
4.会议论文 孟宣市.乔志德.高超.罗时钧.刘锋 带背鳍细长平板三角翼大迎角下的流场特性 2006
对细长平板三角翼和加上不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验和烟/激光片光流场显示实验,三角翼后掠角82.5度,背鳍当 地高度与模型当地半展长比值分别为0.3、0.6、0.75和1.5.实验结果分析表明:零侧滑角下,在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼在实验迎角范 围的流场始终对称、锥型和定常;加上低背鳍后,对原来旋涡的稳定性有削弱和破坏的作用,流场变得非对称;在更大的迎角下,流场变得非对称、非锥型和 非定常.背鳍的高度不同,流场变得非对称进而变得非定常的迎角不同;而在相同的迎角下加上高背鳍后,平板三角翼的旋涡流场会恢复到稳定的状态.实验 结果初步验证Cai,Liu和Luo(J.F1uod Mech.,2003,480:65-94)等人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,给出了旋涡失稳后,随着迎角的增大,流场进一步发 展的状态,并分析了加上不同高度背鳍后三角翼流场形态变化的趋势.
参议院拨款委员会还将增加３．４亿美元给Ｆ一３５联合攻击战斗机（Ｌ】ＳＦ） 的替换发动枧作为下一年的经费。在附予拨款清单的一份报告中，该委员会 说，它对国防部在２００７财年预算申请中姗去替换发动机项目感到“沮丧”。 在承认国防部面临着“困难的预算挑战”的同时，该委员会还是认为，“竞争 对以最低价格采购最有价值的发动机是很关键的，而且，竞争将导致在寿命 期内的全面节省”。
（６）
一
首架Ａ４００Ｍ运输机机身开始装配
在德国的Ｂｒｅｍ仑ｎ举行了启动首架Ａ４００Ｍ军用运输机的机身装配（ＩＦＡ） 工作仪式。
机身装配的开始标志着空中客车公司在德国新工厂的试运行。该工厂 投资９５００万欧元，装配厂房面积为１０６００平方英尺（９８６平方米），能够在８ 个工作日之内完成Ａ４００Ｍ机身装配，包括飞机前部。Ａ４００Ｍ机身长３２米，由 四个主要部件组成，分别由德国、南非和圭耳其工厂制造。这四个部件靠半 自动铆接机将它们连接在一起。
特性的风洞试验研究 -流体力学实验与测量1999,13(2)
飞机大迎角横侧气动特性是决定其机动性及敏捷性的主要因素之一.本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论.着重对机头边条 的大小、安装位置等对飞机稳定性的影响进行讨论.试验是在气动中心低速所4m×3m和 3.2m风洞中进行的.
5.学位论文 孟宣市 背鳍对细长平板三角翼涡的稳定性影响的研究 2005
本文的目的主要是通过实验来研究细长三角翼加背鳍后对前缘涡的影响,并进一步解释涡在不稳定后的发展.实验部分在西北工业大学翼型研究中心 的NF-3低湍流度亚音速风洞中进行.模型后掠角为82.5°,迎角为29°,基于模型根弦长的雷诺数为2.99×10<'5>.实验采用烟流/激光片光的流动显示技术 ,测定涡核中心的坐标,并进行对称性、锥性和定常性分析研究.模型使用同一个具有尖锐边缘的平板三角翼,对两个不同高度的背鳍进行实验研究,当地背 鳍高度与当地半展长之比分别为0.75和1.5.计算用的平板三角翼模型几何尺寸和实验用模型保持一致,程序所用控制方程为三维非定常Euler方程.对于单 独的平板三角翼,实验和计算的结果都清楚地表明:涡流场始终保持对称、锥型和定常;同样的实验条件,当在模型背部对称线上加上比例为0.75的背鳍后 ,原本对称、锥形和稳定的涡流场变得非对称、非锥形、非定常;而当背鳍的高度比增加到1.5时,涡流场又恢复对称、锥形、稳定.实验结果和理论分析的 结果吻合,同时显示加背鳍后的不稳定涡变得非对称非锥型和非定常.
2.学位论文 祝明红 利用旋涡发生器进行前体涡控制的风洞试验研究 1999
该文对试验研究所使用的试验设备、试验条件、以及处理等进行了简要地介绍;着重对该次试验所获得的结果进行了详细分析并获得了几点有价值的 结论.a.对称安装前机身边条能有效控制前体涡的非对称性,消除或减小飞机大迎角时的大侧向力偏航力矩,其中,在前机身截面最宽处安装边条,其控制效 果最好.b.对称安装前机身边条能增大飞机的航向稳定性,c<,nβ>的反号迎角增大;而对习机横向稳定性的影响较小.c.改变前机身边条的形 状参数,对前 机身边的贡献有一定的影响,其中边条长度、宽度的增加,前机身边条的作用更大一些,其原因是前机身边条涡增强了.边条后掠角越大,其作用越大,对俯 仰稳定性的影响越小.d.前机身边条的安装位置对其作用的影响较大.e.欲 获得飞机大馆角时的偏航控制的能力,前机身边条必须是可控制的(边务偏转 或移动).f.飞机部件对前机身边条作用的影响较大.光机身时,对称安装前机身边条均能消除或大大减小大迎角时的偏航力矩,边条反对称偏转所产生的偏 航控制力矩最大.
尾翼之间的协调设计。先进的气动
布局设计加上推力矢量对于现代战 斗机而言简直就是如虎添翼，相信
下一代战斗机能够在ｏ。一３６００迎 角范围内进行无忧虑机动。
参考文献
ｌ邓学蓥，夏雪涧．工程分离流动力
学．北京：北京航空航天大学出版社，
１９９ｌ
２方宝瑞主编．飞机气动布局设计．北
京：航空工业出版社，１９９７
３钱丰学，梁贞桧．边条机翼布局战 斗机稳定性改进研究．飞行力学．２００２
6.期刊论文 孟宣市.乔志德.高超.罗时钧.刘锋.MENG Xuan-shi.QIAO Zhi-de.GAO Chao.LUO Shi-jun.LIU Feng 低
背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响 -航空学报2007,28(3)
对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角82.5°,背鳍当地高度与模型当地半 展长比值分别为0.3和0.6,实验迎角范围12°～32°,包括1.66×106和2.33×106两个雷诺数.实验结果表明:0°侧滑角下,在翼面上发生旋涡破裂前,单独 细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零;加上两个不同高度的低背鳍后,在一定的迎角下,三角翼的横向力及横向力矩开始不为零 ,流场定常;在更大的迎角下,流场变得非定常.实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后,随着迎角的增大,流场进 一步发展的状态.
但是，该委员会还是从ＪＳＦ项目中削减了１０亿荚元，为了进行额外的 试验和使设计成熟故将生产推迟一年。
航空科学技术·２００６年第４期
２７
万方数据
提高战斗机大迎角稳定性的方法
作者： 作者单位： 刊名：
英文刊名： 年，卷(期)： 被引用次数：
田云 北京航空航天大学
航空科学技术 AERONAUTICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY 2006，(4) 0次
前的中央翼结构前部到机头的这一 段。为了平衡机翼上洗气流的影响， 苏一２７前机身呈弓形，机头下垂，座 舱后的机身部分开始向机翼和尾部 平滑过渡，形成良好的翼身融合体 造型。
四、结束语
推力矢量控制技术也可以弥补 战斗机纵横向稳定性的不足，其在 苏一３５和Ｆ一２２、Ｆ与５上都已应用。 推力矢量控制技术的应用需要先进 的发动机技术和控制技术，但必须 更加注意发动机尾喷管、机身后体、
万方数据
万方数据
和修形可以提高飞机大迎角稳定性 的，以第三代战斗机中的苏一２７为 例，分析它是怎样在气动布局上保 证其卓越机动性能的。
１．边条、翼身融合 翼身融合技术在第三代战斗机 中应用比较广泛，它所带来的最大 好处是可以保证飞机两个最大的部 件之间产生有利干扰，使气流平滑 过渡，减小干扰阻力，保证飞机稳定 性。 ２．进气道及发动机布局形式 苏一２７飞机的两个单独的发动 机吊舱布置在机翼和机身组成的升 力体之下。两个单独的发动机吊舱 间距较大，在进气道后部逐渐过渡 成与发动机外形轮廓配合的圆型截 面，发动机吊舱突出于机身上表面， 这种进气道布局可以保证飞机大迎 角时的进气质量和流量。两台发动 机安装位置靠后且相隔距离较大， 转动惯量较大，有利于稳定。 ３．双垂尾 双垂尾相隔较远，可以避开机翼 尾流的干扰，同时也可以减小垂尾 之间的相互干扰。 ４．平尾 苏一２７的全动平尾位置在机身 结构的外侧，偏外侧的全动平尾受 机身结构的遮蔽和机翼涡流的影响 较低。苏＿２７的平尾除可进行同角 度偏转外，还可差动偏转，与机翼上 的襟副翼配合进行滚转控制。全动 平尾内侧延伸到发动机舱和垂尾问 的引射夹道的一段，可以对引射气 流进行加速偏转，提高平尾效率。 ５．机身及座舱布局 从苏一２７采用的气动布局很难 明确指出机身范围，按照传统的概 念标准，苏一２７的机身只有在进气道
9.学位论文 黎康 飞机大迎角非线性动力学的分叉分析及控制律综合 2003
该文采用非线性动力学系统中的分叉分析理论及相应的数值计算方法,系统地预测了飞机大迎角动力学特性的全貌;在此基础上,采用分叉控制的方法 设计大迎角飞行控制律,避免了不期望的动力学特性的出现,并结合现代鲁棒控制技术,克服分叉控制中需要精确数学模型的不足.具体的研究工作包括 :1)针对描述静不稳定飞机本体的非线性常微分方程组,绘制了以常规气动舵面偏角为分叉参数的一组分叉图,揭示了其在大迎角下特有的非线性动力学现 象.在此基础上,为了挖掘飞机在常规气动舵面操纵下的机动潜力,设计了纵向和横航向的控制增稳系统,并通过比较飞机闭环与飞机本体的分叉图,研究控 制增稳系统对飞机动力学特性的影响.2)引入纵向推力矢量并运用特征结构配置设计相应的控制律后,飞机并未实现大迎角下的稳定飞行,但发现飞机在大 迎角下具备稳定飞行的机动潜力.引进分叉控制的方法,设计偏航方向推力矢量的非线性控制律,抑制不期望的非线性动力学现象,使得飞机的分叉曲线按 照期望的方式发展.数值仿真表明所设计的控制律可以取得满意的结果.但计及非定常气动力效应后,效果不好,原因是分叉控制方法是基于精确的数学模 型,对于未建模动态,这样的控制律设计鲁棒性差.3)在上述设计的基础上,运用多目标特征结构配置方法,结合遗传算法,设计鲁棒反馈回路,增强系统的鲁 棒性.并通过对不同初始状态的时域仿真,估算了非线性系统稳定平衡点的吸引域,得到了系统的定范围稳定性,而不仅仅是李雅普诺夫局部渐近稳定性 .4)通过对三个典型机动动作的时域仿真,验证上述控制律设计的有效性.结果表明所设计的控制律在计及非定常气动力效应的条件下仍能获得令人满意的 控制效果.
3.期刊论文 陈斌.CHEN Bin 某型飞机高亚声速大迎角横向静稳定性改善研究 -实验流体力学2005,19(1)
根据某型飞机存在的高亚声速大迎角横向静不稳定性问题,分析了出现该问题的原因,提出了解决问题的方法与措施,最后通过风洞试验验证,以较小 的代价成功地解决了飞机的高亚声速大迎角横向静不稳定性问题,保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全.
参议院为ＪＳＦ替换发动机提供经费
参议院拨款委员会同意为布什政府ＤＤ（Ｘ）驱逐舰项目的２．６亿美元申请 提供金额拨款，但是，与其众议院两彳亍不一样，参议院的委员会想要钱来支 付两个多任务地面部队。
ＤＤ（Ｘ）驱逐舰项目包括在４５３０亿美元的防务拨款清单内，该清单已经 提交参议院全会考虑。这个数量比五角大楼的申请少９０亿美元，然而，布什 总统威胁说，对于任何比政府申请少４０亿美元的防务拨款将予以否决。
7.期刊论文 税清才.孙本华 基于飞机空气动力和动力学方程的非线性分析李雅普诺夫稳定性 -空军工程大学学报
(自然科学版)2003,4(3)
飞机的稳定性是飞行动力学的重要组成部分,基于飞机空气动力和动力学方程的非线性,将李雅普诺夫稳定性分析方法应用于飞机在定常大迎角飞行 状态的稳定性分析,该方法克服了小迎角的局限性,在某型号设计中得到了具体的应用.
参考文献(3条) 1.邓学蓥.夏雪涧 工程分离流动力学 1991 2.方宝瑞 飞机气动布局设计 1997
3.钱丰学.梁贞桧 边条机翼布局战斗机稳定性改进研究[期刊论文]-飞行力学 2002(06)
相似文献(10条)
1.会议论文 陈斌 某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究 2003
本文根据某型飞机存在的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,分析了再现该问题的原因,提出了解决问题百度文库方向与措施,最后通过风洞试验验证,以 较小的代价成功的解决了飞机的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全.
4.会议论文 孟宣市.乔志德.高超.罗时钧.刘锋 带背鳍细长平板三角翼大迎角下的流场特性 2006
对细长平板三角翼和加上不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验和烟/激光片光流场显示实验,三角翼后掠角82.5度,背鳍当 地高度与模型当地半展长比值分别为0.3、0.6、0.75和1.5.实验结果分析表明:零侧滑角下,在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼在实验迎角范 围的流场始终对称、锥型和定常;加上低背鳍后,对原来旋涡的稳定性有削弱和破坏的作用,流场变得非对称;在更大的迎角下,流场变得非对称、非锥型和 非定常.背鳍的高度不同,流场变得非对称进而变得非定常的迎角不同;而在相同的迎角下加上高背鳍后,平板三角翼的旋涡流场会恢复到稳定的状态.实验 结果初步验证Cai,Liu和Luo(J.F1uod Mech.,2003,480:65-94)等人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,给出了旋涡失稳后,随着迎角的增大,流场进一步发 展的状态,并分析了加上不同高度背鳍后三角翼流场形态变化的趋势.
参议院拨款委员会还将增加３．４亿美元给Ｆ一３５联合攻击战斗机（Ｌ】ＳＦ） 的替换发动枧作为下一年的经费。在附予拨款清单的一份报告中，该委员会 说，它对国防部在２００７财年预算申请中姗去替换发动机项目感到“沮丧”。 在承认国防部面临着“困难的预算挑战”的同时，该委员会还是认为，“竞争 对以最低价格采购最有价值的发动机是很关键的，而且，竞争将导致在寿命 期内的全面节省”。
（６）
一
首架Ａ４００Ｍ运输机机身开始装配
在德国的Ｂｒｅｍ仑ｎ举行了启动首架Ａ４００Ｍ军用运输机的机身装配（ＩＦＡ） 工作仪式。
机身装配的开始标志着空中客车公司在德国新工厂的试运行。该工厂 投资９５００万欧元，装配厂房面积为１０６００平方英尺（９８６平方米），能够在８ 个工作日之内完成Ａ４００Ｍ机身装配，包括飞机前部。Ａ４００Ｍ机身长３２米，由 四个主要部件组成，分别由德国、南非和圭耳其工厂制造。这四个部件靠半 自动铆接机将它们连接在一起。