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Flight dynamics characteristics of canard rotor/wing aircraft in helicopter flight mode
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作者 Honggang GAO Ao HE +2 位作者 Zhenghong GAO Yang NA Yangping DENG 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第7期1577-1587,共11页
The aerodynamic layout of the Canard Rotor/Wing(CRW) aircraft in helicopter flight mode differs significantly from that of conventional helicopters. In order to study the flight dynamics characteristics of CRW aircraf... The aerodynamic layout of the Canard Rotor/Wing(CRW) aircraft in helicopter flight mode differs significantly from that of conventional helicopters. In order to study the flight dynamics characteristics of CRW aircraft in helicopter mode, first, the aerodynamic model of the main rotor system is established based on the blade element theory and wind tunnel test results. The aerodynamic forces and moments of the canard wing, horizontal tail, vertical tail and fuselage are obtained via theoretical analysis and empirical formula. The flight dynamics model of the CRW aircraft in helicopter mode is developed and validated by flight test data. Next, a method of model trimming using an optimization algorithm is proposed. The flight dynamics characteristics of the CRW are investigated by the method of linearized small perturbations via Simulink. The trim results are consistent with the conventional helicopter characteristics, and the results show that with increasing forward flight speed, the canard wing and horizontal tail can provide considerable lift,which reflects the unique characteristics of the CRW aircraft. Finally, mode analysis is implemented for the linearized CRW in helicopter mode. The results demonstrate that the stability of majority modes increases with increasing flight speed. However, one mode that diverges monotonously,and the reason is that the CRW helicopter mode has a large vertical tail compared to the conventional helicopter. The results of the dynamic analysis provide optimization guidance and reference for the overall design of the CRW aircraft in helicopter mode, and the model developed can be used for control system design. 展开更多
关键词 CANARD rotor/wing AIRCRAFT DYNAMICS analysis FLIGHT DYNAMICS HELICOPTER LINEARIZATION Model building
Development of an efficient contact-friction model for high-fidelity cargo airdrop simulation
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作者 Leiming NING Jichang CHEN Mingbo TONG 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第5期1145-1155,共11页
High-fidelity cargo airdrop simulation requires the contact dynamics between an aircraft and a cargo to be modeled accurately. This paper presents a general and efficient contact-friction model for simulation of aircr... High-fidelity cargo airdrop simulation requires the contact dynamics between an aircraft and a cargo to be modeled accurately. This paper presents a general and efficient contact-friction model for simulation of aircraft-cargo coupling dynamics during airdrops. The proposed approach has the same essence as that of the finite element node-to-segment contact formulation, which leads to a flexible, straight forward, and efficient code implementation. The formulation is developed under an arbitrary moving frame with both the aircraft and the cargo being treated as general six-degree-of-freedom rigid bodies, and thus it eliminates the restrictions of lateral symmetric assumptions in most existing methods. Moreover, the aircraft-cargo coupling algorithm is discussed in detail, and some practical implementation details are presented. The accuracy and capability of the present method are demonstrated through three numerical examples with increasing complexity and fidelity. 展开更多
关键词 AIRDROP SIMULATION CARGO AIRDROP Contact-friction model FLIGHT SIMULATION Multi-body dynamics PARACHUTE
New Progress in Helicopter Rotor Wake Research 预览
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作者 XU Guohua SHI Yongjie ZHAO Qijun 《南京航空航天大学学报:英文版》 EI CSCD 2019年第1期36-56,共21页
Rotor wake analysis,a fundamental research of helicopter technology,has been widely applied for rotor aerodynamic analysis. This paper summarizes the research of different rotor wake models at home and abroad and revi... Rotor wake analysis,a fundamental research of helicopter technology,has been widely applied for rotor aerodynamic analysis. This paper summarizes the research of different rotor wake models at home and abroad and reviews the development process of rotor wake methods as well as the research achievement obtained in each stage. Then,the new progress of helicopter rotor wake methods is described in detail. It includes constant circulation contours modeling method of rotor wake,pseudo-implicit relaxation iteration and time-accurate solution method, research on aerodynamic interaction characteristics of helicopter rotor/fuselage by wake method,research on the rotor blade -vortex interaction noise and interaction of coaxial rigid rotor aerodynamics by viscous vortex particle method, and application of free wake method to helicopter flight dynamics modeling. In the end,some prospects for the research of helicopter rotor wake method are put forward,which clarifies the ideas for the future development of rotor wake method. 展开更多
关键词 HELICOPTER ROTOR free WAKE VISCOUS VORTEX particles aerodynamic characteristics FLIGHT dynamics WAKE progress
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大展弦比飞机运动稳定性建模及分析 预览
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作者 胡锐 谢长川 《航空工程进展》 CSCD 2019年第A01期12-18,33共8页
随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用,现代飞机气动弹性效应越来越显著,刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显,在分析弹性飞机相关问题时,应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。在一般体轴系下综合考虑飞机... 随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用,现代飞机气动弹性效应越来越显著,刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显,在分析弹性飞机相关问题时,应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。在一般体轴系下综合考虑飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度,建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程,通过在配平状态下引入小扰动运动假设,以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式,建立大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程,并对纵向运动稳定性进行分析计算。结果表明:运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析,非线性计算方法所得颤振速度更小,而且失稳模态亦发生变化,对于飞行力学模态而言,长周期模态稳定性变差,在计算速度范围内出现失稳的现象。 展开更多
关键词 大柔性 非线性 刚弹耦合 飞行动力学 气动弹性 配平 稳定性
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Modeling novel methodologies for unmanned aerial systems–Applications to the UAS-S4 Ehecatl and the UAS-S45 Bálaam
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作者 Maxime Alex Junior KUITCHE Ruxandra Mihaela BOTEZ 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第1期58-77,共20页
The rising demand for Unmanned Aerial Systems(UASs) to perform tasks in hostile environments has emphasized the need for their simulation models for the preliminary evaluations of their missions. The efficiency of the... The rising demand for Unmanned Aerial Systems(UASs) to perform tasks in hostile environments has emphasized the need for their simulation models for the preliminary evaluations of their missions. The efficiency of the UAS model is directly related to its capacity to estimate its flight dynamics with minimum computational resources. The literature describes several techniques to estimate accurate aircraft flight dynamics. Most of them are based on system identification. This paper presents an alternative methodology to obtain complete model of the S4 and S45 unmanned aerial systems. The UAS-S4 and the UAS-S45 models were divided into four sub-models, each corresponding to a specific discipline: aerodynamics, propulsion, mass and inertia, and actuator. The‘‘aerodynamic” sub-model was built using the Fderivatives in-house code, which is an improvement of the classical DATCOM procedure. The ‘‘propulsion” sub-model was obtained by coupling a two-stroke engine model based on the ideal Otto cycle and a Blade Element Theory(BET) analysis of the propeller. The ‘‘mass and the inertia” sub-model was designed utilizing the Raymer and DATCOM methodologies. A sub-model of an actuator using servomotor characteristics was employed to complete the model. The total model was then checked by validation of each submodel with numerical and experimental data. The results indicate that the obtained model was accurate and could be used to design a flight simulator. 展开更多
关键词 AERODYNAMICS Aerospace PROPULSION Flight dynamics Unmanned aerial vehicles MODELING
基于JSBsim/Flightgear的六自由度飞行仿真研究 预览
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作者 刘红 张雷 《中国民航飞行学院学报》 2018年第3期44-48,共5页
目前六自由度飞行仿真程序多与相关硬件模拟装置结合紧密,移植难度大,特别是多采用代码级的飞行动力学建模方式,通常在飞机状态基本冻结的情况下才能完成开发,不利于飞机设计过程中的快速建模和参数修改。而利用通用化的数值求解手段(... 目前六自由度飞行仿真程序多与相关硬件模拟装置结合紧密,移植难度大,特别是多采用代码级的飞行动力学建模方式,通常在飞机状态基本冻结的情况下才能完成开发,不利于飞机设计过程中的快速建模和参数修改。而利用通用化的数值求解手段(如Matlab等)建立飞行仿真体系,需要开发大量与飞行器动力学特征和表述方式相一致的处理工具,将花费飞机设计人员大量的非专业精力,且扩展性和通用性受限。对于模拟器设计人员而言,一种无需进行代码级程序编译,可迅速方便地根据设计状态建立和修改飞行器动力学模型并在个人计算机上随时运行的六自由度仿真手段就具有很高的实用价值。本文采用JSBsim和Flightgear软件建模,具有成本低、运行速度快、仿真效果好优势。 展开更多
关键词 六自由度 飞行仿真 空气动力 飞行控制 JSBsim FLIGHTGEAR
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基于CAP准则的柔性飞机飞行品质研究 预览
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作者 张聪 谭溥学 +2 位作者 李道春 董昊 向锦武 《中国科技论文》 北大核心 2018年第5期533-536,541共5页
飞机柔度增加对飞机飞行品质特性有较大影响,传统针对刚性飞机飞行品质的评价指标不能满足柔性飞机飞行品质的评价。研究分别建立刚性和柔性飞机飞行动力学线化模型,并对比两者的频域与时域响应曲线,分析刚性飞机和柔性飞机的性能。针... 飞机柔度增加对飞机飞行品质特性有较大影响,传统针对刚性飞机飞行品质的评价指标不能满足柔性飞机飞行品质的评价。研究分别建立刚性和柔性飞机飞行动力学线化模型,并对比两者的频域与时域响应曲线,分析刚性飞机和柔性飞机的性能。针对柔性飞机飞行品质评价指标的不足,对已有CAP(control anticipation parameter)准则中的指标进行修正,将结构模态频率引入评价指标公式。分别计算刚性飞机和柔性飞机CAP值与阻尼比关系曲线。对比发现,高速、大柔性飞机CAP值相对刚性飞机CAP值偏离较大,影响飞机飞行品质。 展开更多
关键词 飞行力学 柔性飞机 飞行品质 CAP准则
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基于飞行动力学特性的运输直升机外吊挂点设计研究 预览
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作者 徐明 苏小恒 +2 位作者 李黔 黄利 张威 《航空科学技术》 2018年第4期27-31,共5页
首先参考国内外直升机外吊挂点的设计经验,初步确立了某型运输直升机外吊挂点的两种布置方案;然后根据直升机吊挂飞行时的飞行动力学特性,建立了涵盖吊挂物特性的直升机外吊挂飞行动力学模型,计算了某型运输直升机两个外吊挂点设计... 首先参考国内外直升机外吊挂点的设计经验,初步确立了某型运输直升机外吊挂点的两种布置方案;然后根据直升机吊挂飞行时的飞行动力学特性,建立了涵盖吊挂物特性的直升机外吊挂飞行动力学模型,计算了某型运输直升机两个外吊挂点设计方案的配平特性、飞行品质;最后在参考国军标的基础上,对两种外吊挂点设计方案进行了对比分析,确定了机身腹部设置外吊挂点的设计方案,为直升机设计提供参考。 展开更多
关键词 直升机 吊挂 飞行动力学 飞行品质
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考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模 预览
9
作者 陈尔康 廖欣 +1 位作者 高长生 荆武兴 《兵工学报》 CSCD 北大核心 2018年第11期2159-2171,共13页
旋转导弹结构细长,具有较大弹性,结构低频振动易与刚体运动相互耦合。为更好地研究旋转导弹的动力学特性,对考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模问题展开研究。引入瞬态坐标系,在该坐标系下利用拉格朗日方程建立弹性旋... 旋转导弹结构细长,具有较大弹性,结构低频振动易与刚体运动相互耦合。为更好地研究旋转导弹的动力学特性,对考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模问题展开研究。引入瞬态坐标系,在该坐标系下利用拉格朗日方程建立弹性旋转导弹的惯性耦合完整模型。该模型考虑了弹性变形对质量特性的影响,能够完整描述刚体运动和弹性变形间的耦合效应。在不同假设下,将惯性耦合完整模型简化后可得到弹性耦合简化模型和非惯性耦合模型。仿真分析结果表明:相对于其他两种简化模型,惯性耦合完整模型能够更全面地描述旋转导弹的运动,而刚体运动与弹体变形耦合效应在旋转导弹建模和分析中不可忽略,需要加以考虑;在旋转导弹运动稳定情况下,3种模型的差别主要体现在姿态运动上,而在弹性变形上的差别可以忽略。 展开更多
关键词 旋转导弹 刚体运动与弹体变形耦合效应 弹性变形 惯性耦合 动力学建模 飞行动力学 锥形运动
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三维动态势函数下编队UAV飞行算法研究
10
作者 牛康 陈志明 +1 位作者 李磊 刘辉 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2018年第2期31-34,43共5页
针对三维动态环境下编队无人机(UAV)的路径规划和队形保持问题,提出了基于改进三维动态势函数与约束动力学的编队UAV飞行算法。首先,建立了改进的动态三维人工势函数模型;针对编队UAV的队形保持和重组,通过引入拉格朗日乘子建立了含... 针对三维动态环境下编队无人机(UAV)的路径规划和队形保持问题,提出了基于改进三维动态势函数与约束动力学的编队UAV飞行算法。首先,建立了改进的动态三维人工势函数模型;针对编队UAV的队形保持和重组,通过引入拉格朗日乘子建立了含队形约束的编队UAV约束动力学方程组。仿真结果表明,所提算法在三维动态环境下可有效地进行编队UAV的路径规划、队形保持与重组。 展开更多
关键词 动态势函数 编队飞行 正向动力学 约束动力学
基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模
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作者 袁野 陈仁良 李攀 《航空学报》 CSCD 北大核心 2018年第3期9-17,共9页
共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特... 共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现:该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现:共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。 展开更多
关键词 直升机 共轴刚性旋翼 气动干扰 飞行动力学 动态尾迹 配平特性
民用飞机线性参数变化动力学建模及性能分析 预览
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作者 高振兴 傅骏 《航空科学技术》 2018年第7期53-58,共6页
研究了一种可用于飞行特情分析和鲁棒增益调度控制的线性参数变化(LPV)动力学建模方法。基于函数替换方法,构建仿射参数依赖LPV模型,并采用遗传算法(GA)获得分解函数最优解。可针对性地选取调度变量,建立用于特情分析的LPV模型... 研究了一种可用于飞行特情分析和鲁棒增益调度控制的线性参数变化(LPV)动力学建模方法。基于函数替换方法,构建仿射参数依赖LPV模型,并采用遗传算法(GA)获得分解函数最优解。可针对性地选取调度变量,建立用于特情分析的LPV模型。仿真分析表明,LPV模型在偏离系统平衡点后仍能较好地复现系统动态;以扰动风特情飞行为例,LPV模型能够逼近非线性系统的动态响应;通过系统可达集分析表明,基于LPV模型的鲁棒增益调度控制器综合具有更小的保守性。 展开更多
关键词 线性参数变化 函数替换 增益调度 遗传算法 飞行动力学
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大飞机机翼结冰对飞行动力学特性影响研究
13
作者 邵元培 车竞 丁娣 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2018年第1期12-15,19共5页
机翼结冰会严重影响飞机的气动特性,威胁飞行安全。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研究。研究结果表明:机翼结冰主要影响飞机的升阻特性,使得平衡迎角和需用推力增... 机翼结冰会严重影响飞机的气动特性,威胁飞行安全。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研究。研究结果表明:机翼结冰主要影响飞机的升阻特性,使得平衡迎角和需用推力增大,临界迎角和运载能力下降,对起降特性尤为不利;在操稳特性方面,机翼结冰会影响纵向短周期模态自由振荡频率,在少数情况下会降低短周期模态的阻尼比,同时操纵升降舵以及水平安定面进行纵向操纵时,在少数飞行状态下会出现不稳定情况。 展开更多
关键词 大飞机 机翼结冰 全局稳定性 飞行动力学
Longitudinal Flight Dynamic Analysis on Vertical Takeoff of a Tailless Flapping-Wing Micro Air Vehicle
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作者 Loan Thi Kim Au Vu Hoang Phan Hoon Cheol Park 《仿生工程学报:英文版》 SCIE EI CSCD 2018年第2期283-297,共15页
关键词 计算空气动力学 垂直起飞 飞行动态 车辆 翅膀 尾巴 反馈控制 飞行条件
基于精英策略和Levy飞行的粒子群算法 预览 被引量:1
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作者 张超 贺兴时 叶亚荣 《西安工程大学学报》 CAS 2018年第6期731-738,共8页
为了提高粒子群算法的搜索效率,避免粒子过早收敛,将精英策略思想和自适应动态Levy飞行步长引入到粒子群算法中,提出了一种新的算法(ELPSO).首先依据精英策略(ES)的搜索机制来扩大粒子的搜索空间,利用精英粒子良好的反向搜索能力,使粒... 为了提高粒子群算法的搜索效率,避免粒子过早收敛,将精英策略思想和自适应动态Levy飞行步长引入到粒子群算法中,提出了一种新的算法(ELPSO).首先依据精英策略(ES)的搜索机制来扩大粒子的搜索空间,利用精英粒子良好的反向搜索能力,使粒子避免早熟收敛.此外,使用自适应动态Levy飞行更新该算法对在进化中因发生早熟而无法进化到更好位置的粒子.利用改进的新算法(ELPSO)测试6个标准测试函数,并与标准的PSO算法和权重线性递减的粒子群算法(RWPSO)进行比较.结果表明,ELPSO算法的收敛速度和收敛精度都优于标准PSO算法和RWPSO算法. 展开更多
关键词 粒子群搜索算法 精英策略 Levy飞行 自适应动态
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基于直升机舰面起降动态仿真的风限图计算
16
作者 吉洪蕾 赵辉 +1 位作者 陈仁良 吴文韬 《航空学报》 CSCD 北大核心 2018年第11期53-64,共12页
建立了基于直升机舰面起降动态仿真的风限图(WOD)计算方法,综合计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素的作用提升风限图计算的准确度。基于耦合舰船非定常尾流的飞行动力学模型,发展了适于直升机多轴协同操控的驾驶员模型,建... 建立了基于直升机舰面起降动态仿真的风限图(WOD)计算方法,综合计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素的作用提升风限图计算的准确度。基于耦合舰船非定常尾流的飞行动力学模型,发展了适于直升机多轴协同操控的驾驶员模型,建立了舰面起降轨迹的数学描述和生成方法,形成计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素综合作用的直升机舰面起降动态仿真方法。在此基础上,总结风限图计算判据,建立风限图计算方法。计算结果表明,某些风况下直升机在舰面起飞和降落过程中受到舰船尾流的干扰远大于在甲板上方悬停时受到的作用。本文方法能够捕捉到不同起降点和起降方式导致舰船尾流时空变化的干扰,与传统计算方法相比,显著提升了风限图计算的准确度。 展开更多
关键词 直升机 飞行动力学 舰船尾流 动态配合 风限图
基于航迹规划的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制 预览
17
作者 丁力 柴华伟 李兴成 《电光与控制》 北大核心 2018年第11期30-35,共6页
针对四旋翼飞行器提出了一种基于改进人工蜂群算法的三维航迹规划算法和基于线性自抗扰控制的轨迹跟踪控制策略,以提高四旋翼飞行器在城市中的自主飞行能力。在实际应用中,四旋翼的自主飞行必须考虑其飞行动力学特性。首先,利用牛顿-欧... 针对四旋翼飞行器提出了一种基于改进人工蜂群算法的三维航迹规划算法和基于线性自抗扰控制的轨迹跟踪控制策略,以提高四旋翼飞行器在城市中的自主飞行能力。在实际应用中,四旋翼的自主飞行必须考虑其飞行动力学特性。首先,利用牛顿-欧拉法推导四旋翼的飞行动力学模型,并建立障碍物模型与航迹代价模型;然后,引入人工蜂群算法来处理四旋翼的航迹规划,并采用自适应策略、新的概率选择方式及立方混沌搜索算子来提高其性能;最后,根据时间尺度原理将四旋翼的动力学模型分为位置与姿态两个控制环,并分别设计二阶线性自抗扰控制器来实现其轨迹跟踪。仿真结果表明,所提出的方法可为四旋翼规划出一条平滑可飞的航迹,并且能够有效抑制外界扰动,实现各控制环状态变量的稳定控制。 展开更多
关键词 四旋翼飞行器 线性自抗扰控制 航迹规划 人工蜂群算法 飞行动力学
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ELA-07自转旋翼机飞行力学特性分析 预览
18
作者 马存旺 林清 +1 位作者 崔跃理 吴伟伟 《航空工程进展》 CSCD 2018年第3期368-374,共7页
自转旋翼机与同类直升机相比,具有其独特优势,现已在民用领域得到广泛应用。为了给自转旋翼机的无人化飞行控制提供理论参考,分析其特点、优势及使用中存在的问题,基于该类飞行器的特点,在旋翼可变转速、螺旋桨、机体气动力基础上,建立... 自转旋翼机与同类直升机相比,具有其独特优势,现已在民用领域得到广泛应用。为了给自转旋翼机的无人化飞行控制提供理论参考,分析其特点、优势及使用中存在的问题,基于该类飞行器的特点,在旋翼可变转速、螺旋桨、机体气动力基础上,建立自转旋翼机的飞行动力学模型;以整体倾斜桨盘式ELA-07AGRO为样例,对该自转旋翼机进行配平和稳定性计算;对其在巡航飞行时(120km/h)的操纵量、姿态角和模态进行提取,并与计算结果做对比分析。结果表明:在常规飞行速度范围内,样例自转旋翼机的桨盘纵向操纵单调向前压杆,横向操纵单调向左压杆(幅值很小),方向舵逐渐向右偏转,油门先减小后增大;稳定性方面,螺旋和荷兰滚模态的发散非常缓慢,而长/短周期、旋翼转速和滚转收敛模态都是稳定的,即样例自转旋翼机具有良好的飞行稳定性。 展开更多
关键词 自转旋翼机 飞行动力学 配平 稳定性
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大飞机机翼结冰条件下的纵向飞行动力学特性研究
19
作者 车竞 邵元培 丁娣 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2018年第3期1-4,9共5页
为了研究机翼结冰对飞机气动特性的影响,采用线性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... 为了研究机翼结冰对飞机气动特性的影响,采用线性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;同时操纵升降舵和水平安定面,飞机可能出现不稳定情况。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。 展开更多
关键词 大飞机 机翼结冰 全局稳定性 升阻比 飞行动力学
地面效应对超低空空投任务性能的影响 预览
20
作者 刘日 徐明 +3 位作者 刘永波 毛剑英 穆成新 李文斯 《武汉科技大学学报:自然科学版》 北大核心 2018年第6期473-477,共5页
通过对某型运输机超低空空投改平和牵引阶段纵向及横航向模态特性的分析,研究了地面效应作用下飞机的气动特性,并参照相应的飞行品质规范,评估了地面效应对空投任务性能的影响。研究结果可为空投飞行控制律的设计及相应地面实验提供理... 通过对某型运输机超低空空投改平和牵引阶段纵向及横航向模态特性的分析,研究了地面效应作用下飞机的气动特性,并参照相应的飞行品质规范,评估了地面效应对空投任务性能的影响。研究结果可为空投飞行控制律的设计及相应地面实验提供理论支持。 展开更多
关键词 地面效应 超低空空投 飞行动力学 任务性能 飞行品质
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