迎角
- 典型三角翼的大迎角動(dòng)態(tài)流場(chǎng)分析
學(xué)技術(shù)的發(fā)展，大迎角非定常氣動(dòng)力問(wèn)題逐漸成為飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域關(guān)注的焦點(diǎn)之一。飛行器做大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，其周?chē)鷷?huì)出現(xiàn)不同于小迎角低速飛行時(shí)的復(fù)雜流場(chǎng)。大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，氣動(dòng)力表現(xiàn)出很強(qiáng)的非線性和非定常特征，其原因在于飛機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)時(shí)會(huì)產(chǎn)生流動(dòng)分離和渦破碎，氣動(dòng)力遲滯效應(yīng)尤為明顯[1]。目前，研究飛行器大迎角氣動(dòng)特性的方法主要分為3 種：數(shù)值模擬方法、風(fēng)洞試驗(yàn)和大迎角氣動(dòng)力建模[2]。其中，數(shù)值模擬方法一般借助計(jì)算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)，從流體力學(xué)三大方程出發(fā)，
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2023年33期2023-11-27
- 基于準(zhǔn)則的戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行品質(zhì)分析
10089）在小迎角區(qū)域，國(guó)內(nèi)外對(duì)飛行品質(zhì)的研究已經(jīng)有了相當(dāng)?shù)姆e累，美軍標(biāo)MIL-STD-1797 對(duì)該區(qū)域的飛行品質(zhì)要求作出了明確的定義。而在大迎角區(qū)域，氣動(dòng)特性的變化使傳統(tǒng)的飛行品質(zhì)指標(biāo)如操縱期望參數(shù)（CAP），短周期阻尼比，頻域Neal-Smith 準(zhǔn)則等已經(jīng)不能完全適用，需要制定新的適用于大迎角飛行區(qū)域的相關(guān)品質(zhì)規(guī)范來(lái)評(píng)估和指導(dǎo)飛機(jī)設(shè)計(jì)。本文將從以下2 個(gè)方面介紹大迎角飛行品質(zhì)研究工作：大迎角飛行品質(zhì)評(píng)估準(zhǔn)則和大迎角飛行品質(zhì)評(píng)估機(jī)動(dòng)動(dòng)作。用經(jīng)典的低
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2023年3期2023-02-18
- 傾轉(zhuǎn)四旋翼機(jī)前后翼氣動(dòng)干擾特性仿真研究
系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角(α)的變化進(jìn)行計(jì)算，并與Baldacchino等[14]的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果表明計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好(圖5)，計(jì)算準(zhǔn)確性可靠。圖5 Cl、Cd隨迎角的變化關(guān)系計(jì)算值和試驗(yàn)值3 前后翼氣動(dòng)干擾特性分析表1所示為數(shù)值計(jì)算分析的水平和垂直方向無(wú)量綱距離組合。當(dāng)前后翼位于同一水平面上(g/c=0)，可以計(jì)算分析水平相對(duì)位置對(duì)氣動(dòng)特性的影響，分別對(duì)s/c為1.5、2.0和3.0(分別記作Case1、Case2和Case3)進(jìn)行分析。并
西安航空學(xué)院學(xué)報(bào) 2022年5期2023-01-04
- 基于非定常氣動(dòng)力降階的AGARD445.6 硬機(jī)翼不同迎角顫振研究
性，使之需要在大迎角條件下飛行；導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)時(shí)舵面處于大迎角狀態(tài)；飛機(jī)在遇到陣風(fēng)時(shí)機(jī)翼可能會(huì)進(jìn)入較大的迎角狀態(tài)；風(fēng)力機(jī)葉片、渦輪葉片等機(jī)械部件通常也是在有穩(wěn)態(tài)迎角狀態(tài)工作。非零迎角狀態(tài)機(jī)翼的顫振特性與零迎角時(shí)有一定區(qū)別，但傳統(tǒng)的氣動(dòng)彈性試驗(yàn)以及計(jì)算研究通常采用零迎角，針對(duì)三維機(jī)翼不同迎角的氣動(dòng)彈性研究相對(duì)較少。ASHLEY[1]、EDWARD 等[2]、DOGGETT 等[3]和YATES 等[4]的研究表明：機(jī)翼迎角是跨音速段的顫振特性的重要影響參數(shù)，他們利
工程力學(xué) 2022年12期2022-11-30
- 民用飛機(jī)迎角傳感器安裝精度研究
01210）引言迎角傳感器是專門(mén)用于測(cè)量飛機(jī)迎角（Angle of Attack, AOA）的設(shè)備，廣泛應(yīng)用于各種民用航空機(jī)型[1]。迎角傳感器與實(shí)現(xiàn)失速保護(hù)邏輯的計(jì)算機(jī)相連通，前者為后者提供飛機(jī)迎角信息，用于失速保護(hù)系統(tǒng)功能觸發(fā)，二者合稱為失速保護(hù)計(jì)算機(jī)SPC（Stall Protection Computer）。失速試飛中，隨著飛機(jī)迎角的增加氣流分離逐漸加強(qiáng)，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)呈現(xiàn)為明顯的非線性[2]。大迎角飛行品質(zhì)指標(biāo)與迎角變化有較大關(guān)系[3]。迎角數(shù)據(jù)的精
科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2022年33期2022-11-12
- 近距耦合鴨式布局導(dǎo)彈氣動(dòng)特性
應(yīng)可以改善導(dǎo)彈大迎角的氣動(dòng)性能，為提高近距導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性和敏捷性，特別是大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力提供了非常重要的有利條件。近距耦合效應(yīng)在戰(zhàn)斗機(jī)中得到廣泛應(yīng)用，鴨翼與主翼呈高低分布，鴨翼略高于主翼，鴨翼的洗流很容易能夠流到主翼面。在大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈上，兩鴨舵之間要呈同一平面分布，在此方面的應(yīng)用很少有研究，特別是在中大舵偏角下雙鴨舵組合能否產(chǎn)生近距耦合現(xiàn)象，能否提高全彈氣動(dòng)特性的研究很少。從20世紀(jì)80年代開(kāi)始，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)近距耦合的現(xiàn)象進(jìn)行了一系列研究。文獻(xiàn)[1-
兵工學(xué)報(bào) 2022年6期2022-07-05
- 飛機(jī)大迎角飛行問(wèn)題研究綜述
味著更大的過(guò)載與迎角，因此在近距空戰(zhàn)中，飛行員都會(huì)有意或被迫地使飛機(jī)進(jìn)入大迎角飛行狀態(tài)。大迎角飛行問(wèn)題是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)必須考慮和解決的重、難點(diǎn)問(wèn)題。從公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)來(lái)看，大迎角相關(guān)單項(xiàng)技術(shù)研究較多，而面向工程的綜合論述較少，本文針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中所面臨的大迎角問(wèn)題，從大迎角氣動(dòng)特性出發(fā)，結(jié)合飛機(jī)大迎角設(shè)計(jì)流程所包含的風(fēng)洞試驗(yàn)、動(dòng)力學(xué)分析、控制律設(shè)計(jì)以及飛行試驗(yàn)等方面工作展開(kāi)論述，通過(guò)總結(jié)已有研究成果，歸納大迎角后續(xù)研究方向，以期為進(jìn)一步推動(dòng)大迎角問(wèn)題研究
航空工程進(jìn)展 2022年3期2022-06-24
- 氫燃料電池空壓機(jī)葉片擴(kuò)壓器迎角對(duì)氣動(dòng)性能影響研究*
究時(shí)，發(fā)現(xiàn)擴(kuò)壓器迎角對(duì)空壓機(jī)的氣動(dòng)性能有著顯著影響，本文對(duì)某款高速離心式空壓機(jī)的氣動(dòng)性能進(jìn)行數(shù)值分析，在不改動(dòng)葉輪的前提下，研究擴(kuò)壓器進(jìn)口迎角對(duì)整體氣動(dòng)性能的影響規(guī)律，并優(yōu)化葉輪與擴(kuò)壓器之間的參數(shù)匹配，提出適用于氫燃料電池的高速離心式空壓機(jī)的迎角范圍，為后續(xù)的研究和實(shí)驗(yàn)提供參考。1 研究對(duì)象本文的研究對(duì)象是某款單級(jí)帶葉片擴(kuò)壓器的高速離心式空壓機(jī)，適用于80～100kW 的車(chē)載燃料電池系統(tǒng)，為系統(tǒng)輸送一定壓比和流量的空氣。表1給出了該空壓機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)，葉輪和
風(fēng)機(jī)技術(shù) 2022年2期2022-05-09
- 戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性研究技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用
不斷提高，其中大迎角機(jī)動(dòng)飛行能力決定著戰(zhàn)斗機(jī)快速改變機(jī)頭指向的能力，與飛機(jī)作戰(zhàn)效能和生存率息息相關(guān)[1]。隨著能力要求的提高，戰(zhàn)斗機(jī)大迎角區(qū)域飛行的設(shè)計(jì)理念發(fā)生著深刻的變革。二代機(jī)禁止進(jìn)入失速狀態(tài)。三代機(jī)突破“失速”禁區(qū)，采用“允許進(jìn)入大迎角/失速迎角區(qū)域且能安全恢復(fù)”的設(shè)計(jì)理念，而新型作戰(zhàn)飛機(jī)更進(jìn)一步地采用了“主動(dòng)進(jìn)入大迎角/失速迎角區(qū)域進(jìn)行可控飛行”的理念，飛行限制減少，飛行左邊界不斷左移，戰(zhàn)斗機(jī)的作戰(zhàn)潛能被不斷釋放。廣義的大迎角飛行，是指飛機(jī)迎角接近
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2022年1期2022-03-16
- 應(yīng)用協(xié)同射流原理的旋翼翼型增升減阻試驗(yàn)研究
高升阻比、大失速迎角和低力矩等關(guān)鍵氣動(dòng)性能要求。如何提升旋翼翼型的關(guān)鍵氣動(dòng)性能，對(duì)改善旋翼氣動(dòng)特性、擴(kuò)展直升機(jī)飛行包線具有至關(guān)重要的作用。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的快速發(fā)展，為旋翼翼型氣動(dòng)特性的提升提供了一種新的研究思路及途徑。美國(guó)邁阿密大學(xué)的Zha G C等提出的協(xié)同射流技術(shù)（Co-flow Jet，簡(jiǎn)稱CFJ）是一種新型主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，通過(guò)射流與主流的摻混效應(yīng)將能量注入到主流中，增加翼型環(huán)量，既能在小迎角下實(shí)現(xiàn)增升減阻效果，又能在大迎角下達(dá)到很高的升力系數(shù)、
航空工程進(jìn)展 2021年4期2021-08-30
- 不同迎角下脊形前體繞流數(shù)值模擬研究
氣動(dòng)布局以及對(duì)大迎角狀態(tài)下前體渦演化的理解和控制。目前，先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)如F-22和F-35均采用脊形前體，以降低可探測(cè)性和實(shí)現(xiàn)良好的超聲速性能。脊形前體的脊形邊緣能吸收雷達(dá)波，有效減少雷達(dá)散射截面積（RCS），同時(shí)，脊形前體高度混合外形也有利于超高速飛行。此外，由于脊形前體的背風(fēng)流場(chǎng)的渦結(jié)構(gòu)很強(qiáng)[3]，且較穩(wěn)定，與機(jī)翼前緣渦相互干擾，常常能夠延遲機(jī)翼的完全失速[4]，增加最大升力，并能在有側(cè)滑時(shí)提供穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)力矩，因此提高了飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性。著名的Su-27飛
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年2期2021-05-04
- B737飛機(jī)迎角傳感器故障分析
壓、靜壓、總溫、迎角。其中迎角（AOA）是飛機(jī)與大氣之間相對(duì)運(yùn)動(dòng)的矢量與飛機(jī)或機(jī)翼上的參考線之間的角度，大多數(shù)商用噴氣式飛機(jī)使用機(jī)身中心線或縱軸作為參考線。迎角數(shù)據(jù)是飛行控制的重要參數(shù)之一，飛行控制系統(tǒng)根據(jù)飛機(jī)全重、迎角、空速等參數(shù)，調(diào)整飛機(jī)姿態(tài)及發(fā)動(dòng)機(jī)推力，以確保飛機(jī)的姿態(tài)處于安全飛行包線中。迎角傳感器的故障可以導(dǎo)致間隙或連續(xù)性抖桿、最低速度不正確、增大控制飛機(jī)低頭的操作力、空速不一致警告、高度不一致警告、AOA不一致警告、感覺(jué)壓差燈亮、自動(dòng)駕駛脫開(kāi)等故
航空維修與工程 2021年3期2021-04-12
- 鴨式飛機(jī)矢量噴流對(duì)大迎角氣動(dòng)特性的影響
091為了實(shí)現(xiàn)大迎角可控機(jī)動(dòng)飛行能力，各國(guó)都在現(xiàn)有高性能戰(zhàn)斗機(jī)上應(yīng)用推力矢量技術(shù)[1-2]，利用發(fā)動(dòng)機(jī)噴管矢量偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生附加的直接力和力矩，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的姿態(tài)控制。美國(guó)在F-15、F-16和F-18戰(zhàn)斗機(jī)上進(jìn)行推力矢量技術(shù)應(yīng)用驗(yàn)證，F(xiàn)-15STOL/MTD 推力矢量技術(shù)驗(yàn)證機(jī)比常規(guī)F-15C 飛機(jī)的最大升力系數(shù)增加78%[3]，F(xiàn)-18HARV 驗(yàn)證機(jī)穩(wěn)定機(jī)動(dòng)的迎角可以達(dá)到70°[4]。美國(guó)與德國(guó)合作研究的X-31增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性能試驗(yàn)機(jī)，其飛行試驗(yàn)[1]表明，推力
航空學(xué)報(bào) 2020年12期2020-12-28
- Cessna172s飛機(jī)迎角指示系統(tǒng)常見(jiàn)故障分析
72S飛機(jī)增加了迎角指示系統(tǒng)，包含迎角計(jì)算機(jī)和迎角傳感器，飛機(jī)總在臨界迎角發(fā)生失速，增加了迎角指示系統(tǒng)后，可以更好地幫助飛行員避免失速，通過(guò)音頻、視頻或者震動(dòng)的方式，引起機(jī)組人員的高度警覺(jué)。本文通過(guò)分析該系統(tǒng)的組成、工作原理、使用方法，總結(jié)常見(jiàn)故障和排故方法，對(duì)今后Cessna172s飛機(jī)在中國(guó)民航飛行學(xué)院大規(guī)模的使用和維護(hù)提供借鑒。關(guān)鍵詞：Cessna172s飛機(jī);迎角指示系統(tǒng);故障分析前沿 迎角指示系統(tǒng)是一種精確的機(jī)翼升力測(cè)量和顯示系統(tǒng)，旨在幫助飛行員
西部論叢 2020年2期2020-10-21
- 高超聲速飛行器助推段縱向姿態(tài)控制
示輸出量，主要是迎角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)。圖1 飛行器助推段非線性數(shù)學(xué)模型1.2 對(duì)象特性分析1) 縱向靜穩(wěn)定性分析飛行器縱向靜穩(wěn)定性主要是指飛行器的氣動(dòng)焦點(diǎn)與質(zhì)心之間相對(duì)關(guān)系，縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)可以表示為：(1)圖2給出了飛行器的助推段不同馬赫數(shù)下縱向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)隨迎角的變化曲線?？梢钥闯?，在馬赫數(shù)從0.4～6.5的過(guò)程中，縱向靜不穩(wěn)定，且馬赫數(shù)越小，縱向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)越大；即靜不穩(wěn)定的程度越大；同時(shí)馬赫數(shù)越大，靜不穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)越小，在一定程度上提高了靜穩(wěn)定性。圖2 縱
機(jī)械制造與自動(dòng)化 2020年4期2020-08-12
- 戰(zhàn)斗機(jī)大迎角/過(guò)失速機(jī)動(dòng)下的進(jìn)氣道氣動(dòng)特性
至關(guān)重要，因?yàn)榇?span id="j5i0abt0b" class="hl">迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)狀態(tài)下進(jìn)氣畸變特性急劇惡化，帶來(lái)巨大的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度損失，極易引起發(fā)動(dòng)機(jī)喘振停車(chē)，給飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重威脅。因此戰(zhàn)斗機(jī)要想獲得過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力，必須摸清大迎角及過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性。常見(jiàn)的過(guò)失速機(jī)動(dòng)包括眼鏡蛇機(jī)動(dòng)、赫伯斯特機(jī)動(dòng)、榔頭機(jī)動(dòng)、輪盤(pán)機(jī)動(dòng)等多種，具有飛行迎角大、速度低、三軸角速率大以及速度/方向/高度大幅變化等特點(diǎn)，同時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)存在強(qiáng)烈的非定常和非線性特征，因此給理論研究、計(jì)算仿真、試驗(yàn)技術(shù)、驗(yàn)證手
航空學(xué)報(bào) 2020年6期2020-07-08
- 一種翼身融合飛行器的失速特性研究
渦共同產(chǎn)生，在大迎角下，升力主要來(lái)源可能是前緣渦升力[22]。所以對(duì)于BWB布局流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和流動(dòng)現(xiàn)象的研究，能夠明確失速產(chǎn)生的原因，并為改善失速特性提供重要的參考。本文針對(duì)某雙垂尾翼身融合飛行器構(gòu)型，首先通過(guò)測(cè)力試驗(yàn)，對(duì)該構(gòu)型飛行器的失速迎角以及可能出現(xiàn)的失穩(wěn)迎角進(jìn)行分析。并通過(guò)不同構(gòu)型下的縱向數(shù)據(jù)對(duì)比，研究不同構(gòu)件對(duì)翼身融合飛行器氣動(dòng)性能的影響。然后選定無(wú)增升構(gòu)型，采用二維粒子圖像測(cè)速(PIV)技術(shù)，對(duì)其縱向不同截面進(jìn)行流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的拍攝，通過(guò)對(duì)比不同迎角，不
航空學(xué)報(bào) 2020年1期2020-03-02
- 基于環(huán)量控制的超臨界翼型氣動(dòng)特性研究
響規(guī)律，特別是大迎角下的氣動(dòng)特性，采用雷諾平均N-S方程的數(shù)值模擬方法進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算和分析。分別模擬了動(dòng)量系數(shù)、迎角、射流比例對(duì)于升阻特性的影響規(guī)律。結(jié)果表明，大迎角下環(huán)量控制射流對(duì)翼型升力的提升極其有限，高動(dòng)量系數(shù)會(huì)導(dǎo)致翼型失速迎角提前，分析了射流和迎角與前緣流場(chǎng)的相互關(guān)系，總結(jié)了失速迎角提前的作用機(jī)理；通過(guò)調(diào)節(jié)雙射流比例，能夠在大迎角下進(jìn)一步改善升阻特性。關(guān)鍵詞：環(huán)量控制；超臨界翼型；數(shù)值模擬；氣動(dòng)特性；迎角中圖分類號(hào)：V211.41+2文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A
航空科學(xué)技術(shù) 2020年5期2020-01-21
- 基于單應(yīng)性矩陣的模型迎角單目視頻測(cè)量方法
0在風(fēng)洞試驗(yàn)中，迎角測(cè)量誤差所引起的阻力系數(shù)誤差約占總阻力系數(shù)誤差的1/4[1]，為提高測(cè)量精準(zhǔn)度，國(guó)內(nèi)外進(jìn)行了廣泛、深入的研究，相繼發(fā)展了迎角傳感器[2]、激光測(cè)角儀[3]、Optotrak系統(tǒng)[4]、視頻測(cè)量[5]等技術(shù)。視頻測(cè)量技術(shù)作為非接觸的光學(xué)測(cè)量技術(shù)，以工業(yè)攝影測(cè)量、三維數(shù)字圖像處理的相關(guān)理論和方法為基礎(chǔ)，既不破壞模型外形、又無(wú)需在模型內(nèi)布線，僅在模型表面噴涂標(biāo)記點(diǎn)，成為了國(guó)內(nèi)外風(fēng)洞試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的研究熱點(diǎn)。歐洲的ETW[6]、美國(guó)NASA的Lang
航空學(xué)報(bào) 2019年10期2019-10-31
- 波音737MAX飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能增強(qiáng)功能分析
的原因。關(guān)鍵詞：迎角;探測(cè)器;機(jī)動(dòng)性能增強(qiáng)功能;速度配平系統(tǒng)2018年10月29日，印尼獅航JT-610航班（波音737MAX飛機(jī)）發(fā)生墜機(jī)事故，事故原因是由于飛行迎角（AOA）數(shù)據(jù)錯(cuò)誤，使飛機(jī)出現(xiàn)非指令姿態(tài)向下，最終導(dǎo)致飛機(jī)墜毀。之所以飛機(jī)會(huì)出現(xiàn)非指令姿態(tài)向下，是因?yàn)樯婕傲瞬ㄒ?37MAX飛機(jī)上全新的飛機(jī)操縱模塊——機(jī)動(dòng)性能增強(qiáng)功能（MCAS）的應(yīng)用，以下對(duì)MCAS進(jìn)行介紹和分析。1 波音737MAX飛機(jī)的速度配平系統(tǒng)MCAS功能是波音737MAX飛機(jī)速
航空維修與工程 2019年1期2019-09-10
- 迎角變化引起的高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)遲滯現(xiàn)象試驗(yàn)研究
[5-8]，但對(duì)迎角(Angle of attcck,AOA)引起的進(jìn)氣道遲滯研究相對(duì)較少，對(duì)迎角引起進(jìn)氣道流動(dòng)狀態(tài)變化的內(nèi)在機(jī)理還有待進(jìn)一步認(rèn)識(shí)[9]。另一方面，高超聲速飛行器在飛行中需進(jìn)行復(fù)雜的機(jī)動(dòng)，研究迎角對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)的影響對(duì)明晰飛行器飛行包線有重要意義。常軍濤等[10-11]以二維進(jìn)氣道為研究對(duì)象，研究迎角變化引起的高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)/再起動(dòng)過(guò)程中的流動(dòng)特征，并從流動(dòng)穩(wěn)定性角度闡釋其產(chǎn)生的原因，分析了高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)/再起動(dòng)性能隨迎角變化的規(guī)
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2019年3期2019-07-10
- 民用飛機(jī)迎角傳感器布局氣動(dòng)分析
控制技術(shù)的發(fā)展，迎角信號(hào)越來(lái)越多的被用于復(fù)雜的控制計(jì)算。因此，迎角信號(hào)對(duì)民機(jī)的飛行安全越來(lái)越重要。迎角信號(hào)在現(xiàn)代民機(jī)中主要用于高迎角保護(hù)設(shè)計(jì)[1-3]，縱向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的靜壓源誤差修正設(shè)計(jì)[4-6]。波音737MAX8飛機(jī)于2018年10月29日在印度尼西亞以及于2019年3月10日在埃塞俄比亞的兩次墜機(jī)事件與高迎角保護(hù)功能設(shè)計(jì)直接相關(guān)?，F(xiàn)代民用飛機(jī)通過(guò)安裝在機(jī)身上的風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器測(cè)量飛機(jī)的機(jī)身迎角。圖1顯示了空客A320飛機(jī)迎角傳感器的布
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2019年2期2019-05-08
- 菜鳥(niǎo)看模型
般較小，且不會(huì)隨迎角而變化或變化甚微，調(diào)整模型時(shí)一般不用考慮。三是作用在機(jī)翼、水平尾翼上的升力。機(jī)翼和水平尾翼產(chǎn)生的升力力矩對(duì)俯仰力矩平衡的影響最大，是調(diào)整模型俯仰力矩平衡的關(guān)鍵因素。升力力矩平衡的3種方式二、升力力矩平衡升力力矩平衡通常有3種形式：第一種是機(jī)翼升力通過(guò)重心、水平尾翼不產(chǎn)生升力。由于它們對(duì)重心都不產(chǎn)生力矩，因此總力矩為零，可使模型達(dá)到力矩平衡。第二種是機(jī)翼的壓力中心（升力作用點(diǎn)）在重心之后，機(jī)冀升力產(chǎn)生低頭力矩，水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力形成抬頭力
航空模型 2019年4期2019-03-18
- 紙飛機(jī)投擲的數(shù)學(xué)模型
行的瞬時(shí)速度以及迎角關(guān)于升力系數(shù)的關(guān)系求出紙飛機(jī)的滑行距離。關(guān)鍵詞：投擲角度;投擲高度;飛行距離;迎角;升力;阻力紙飛機(jī)與一般的飛機(jī)不同，在飛行的時(shí)候并沒(méi)有持續(xù)的推力（除了開(kāi)始投擲得瞬間）。事實(shí)上紙飛機(jī)就推力型態(tài)來(lái)說(shuō)是與滑翔機(jī)一樣，它們都是不使用引擎而是利用自然的力量飛翔的航空器。在此次模型建立過(guò)程中，我們建立了紙飛機(jī)的數(shù)學(xué)模型，本次數(shù)學(xué)模型是討論投擲角度與飛行距離的關(guān)系。該模型考慮的因素較多，誤差較少。通過(guò)對(duì)影響飛行距離因素的詳細(xì)探討，給出了投擲者最佳的
科技風(fēng) 2019年25期2019-02-03
- 翼板動(dòng)平衡方法研究
于轉(zhuǎn)子周?chē)囊戆?span id="j5i0abt0b" class="hl">迎角,產(chǎn)生相應(yīng)的補(bǔ)償力,對(duì)主軸不平衡質(zhì)量產(chǎn)生的離心力進(jìn)行平衡。該方法可實(shí)現(xiàn)在線動(dòng)平衡,且平衡頭整體結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,無(wú)需引入其他附加結(jié)構(gòu)。動(dòng)平衡實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了本文提出的翼板動(dòng)平衡方法的有效性。1 翼板動(dòng)平衡原理設(shè)想將翼板周向安裝于旋轉(zhuǎn)主軸周?chē)?使其弦線與主軸軸線相垂直,而翼展平面與旋轉(zhuǎn)軸軸線平行,此處翼板迎角為翼板弦線與翼板安裝點(diǎn)處圓的切線之間的夾角。與圓周切向有一定夾角的翼板在空氣中運(yùn)動(dòng)時(shí),翼板相對(duì)運(yùn)動(dòng)方向存在一定的迎角,一方面翼板的迎角變化產(chǎn)生
西安交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年11期2018-11-14
- 鈍頭旋成體背渦迎角效應(yīng)的分區(qū)性態(tài)
導(dǎo)彈能夠在不同的迎角下飛行，并具有不同迎角狀態(tài)下的良好的氣動(dòng)力特性。但大量研究表明，作為空空導(dǎo)彈基本機(jī)身形式的旋成體模型，其在不同的迎角下展現(xiàn)出不同的背渦流動(dòng)現(xiàn)象。尤其在大迎角(α≥20°)狀態(tài)下，其背渦流動(dòng)呈現(xiàn)復(fù)雜的非對(duì)稱性并誘導(dǎo)出作用在模型上的側(cè)向力，使導(dǎo)彈發(fā)生偏航，導(dǎo)致任務(wù)失敗。同時(shí)旋成體模型因?yàn)榧庸ふ`差等原因?qū)е碌念^部存在微小不可見(jiàn)的不對(duì)稱性[3-4]，導(dǎo)致其大迎角狀態(tài)下的非對(duì)稱背渦還存在不確定的特點(diǎn)[5]，使得其背渦流動(dòng)特性的研究更加困難。對(duì)此國(guó)
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年10期2018-10-30
- 無(wú)人機(jī)尾旋特性分析及其改出策略
77)0 引言大迎角飛行能力是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)機(jī)基本要求，也是各種民用飛行器操作過(guò)程中不可以避免的一種狀態(tài)。但是，大迎角飛行是一種十分危險(xiǎn)的飛行狀態(tài)，是誘發(fā)尾旋事故的重要因素[1]。尾旋事故具有改出困難、傷亡率高等特點(diǎn)，是飛機(jī)面臨最危險(xiǎn)的情景之一。據(jù)美國(guó)對(duì)2000年至2013年96起A類重大無(wú)人機(jī)事故統(tǒng)計(jì)報(bào)告顯示，無(wú)人機(jī)事故率遠(yuǎn)高于有人機(jī)。其中，操作失誤引起的事故占到了總事故量的31%[2]。因此，提高無(wú)人機(jī)處理各種事故的應(yīng)急能力至關(guān)重要。尾旋是一種非線性特性
西安航空學(xué)院學(xué)報(bào) 2018年5期2018-10-15
- 考慮初始迎角影響的二維翼型跨聲速顫振邊界預(yù)測(cè)
振分析一般在零度迎角下計(jì)算和試驗(yàn)[4]，忽略了來(lái)流非零迎角對(duì)顫振邊界的影響。然而飛行器翼型和風(fēng)力機(jī)葉片經(jīng)常在非零迎角狀態(tài)下工作，平衡位置與零迎角不同，顫振邊界也會(huì)隨之改變。如果在飛行器的顫振設(shè)計(jì)校核階段不對(duì)迎角影響加以考慮，可能導(dǎo)致設(shè)計(jì)出來(lái)的飛行器存在顫振安全隱患，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞，嚴(yán)重時(shí)會(huì)造成機(jī)毀人亡。20世紀(jì)90年代，基于Euler/RANS方程的顫振數(shù)值模擬方法逐漸成熟，研究人員針對(duì)不同的構(gòu)型進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬，但是針對(duì)流動(dòng)過(guò)程中自由來(lái)流非零迎角影響的
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年2期2018-05-07
- 失速保護(hù)系統(tǒng)上電短暫抖桿問(wèn)題研究
鍵詞：失速保護(hù) 迎角 故障樹(shù) 時(shí)序中圖分類號(hào)：V241.4 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1672-3791（2017）01（b）-0065-02飛機(jī)迎角超過(guò)臨界迎角時(shí)，機(jī)翼上表面氣流會(huì)發(fā)生分離，飛機(jī)升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)增加，進(jìn)而導(dǎo)致飛機(jī)進(jìn)入失速狀態(tài)，如果無(wú)法及時(shí)改出失速，嚴(yán)重情況會(huì)造成機(jī)毀人亡的災(zāi)難性后果。飛機(jī)在航前需對(duì)失速保護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試，工作正常時(shí)飛機(jī)才能放行。如果失速保護(hù)系統(tǒng)出現(xiàn)故障，可能對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生不安全的影響。該文對(duì)某型飛機(jī)失速保護(hù)系統(tǒng)上電后出現(xiàn)的
科技資訊 2017年2期2017-03-27
- 民用飛機(jī)迎角傳感器及靜壓探測(cè)器布局驗(yàn)證方法
10)?民用飛機(jī)迎角傳感器及靜壓探測(cè)器布局驗(yàn)證方法陳 功 李秋捷 / Chen Gong Li Qiujie(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)主要針對(duì)民用飛機(jī)迎角傳感器及總靜壓探測(cè)器布局方案的設(shè)計(jì)及驗(yàn)證方法進(jìn)行闡述。通過(guò)CFD仿真計(jì)算確定了適合的安裝區(qū)域，并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了驗(yàn)證。從迎角傳感器的縱向特性及側(cè)滑角的敏感性、靜壓測(cè)量的縱/橫向變化規(guī)律分別對(duì)其進(jìn)行了比較分析，獲得了可靠的結(jié)果。風(fēng)洞試驗(yàn)；迎角傳感器；靜壓探測(cè)器；氣動(dòng)布局0 引言民用
民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究 2016年2期2016-12-23
- 模型大迎角高速動(dòng)態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度分析
1000?模型大迎角高速動(dòng)態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度分析李其暢*， 趙忠良， 楊海泳， 馬上， 李玉平， 劉維亮， 史曉軍， 王曉冰中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽(yáng)621000為滿足新一代高機(jī)動(dòng)飛機(jī)氣動(dòng)性能評(píng)估、控制系統(tǒng)精確設(shè)計(jì)與高機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)指標(biāo)實(shí)現(xiàn)的需求，模型高速風(fēng)洞大迎角俯仰動(dòng)態(tài)特性探索及其試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度的確定勢(shì)在必行，且具有十分重要的工程意義。選取70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機(jī)模型，在FL-24風(fēng)洞的大振幅俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)平臺(tái)上對(duì)
航空學(xué)報(bào) 2016年8期2016-11-14
- 三角翼大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)支架干擾數(shù)值模擬研究
576?三角翼大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)支架干擾數(shù)值模擬研究張軍1,*， 艾宇2， 黃達(dá)1， 劉晶31.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京210016 2.江南機(jī)電設(shè)計(jì)研究所 第二研究室， 貴陽(yáng)550009 3.吉寶-新加坡國(guó)立大學(xué)聯(lián)合實(shí)驗(yàn)室， 新加坡市117576現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)要求戰(zhàn)斗機(jī)能夠在大迎角(AOA)狀態(tài)下進(jìn)行過(guò)失速飛行，對(duì)飛機(jī)大迎角繞流流場(chǎng)的研究主要的方法有風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬。在大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)中，常用的是尾支撐方法，支架的存在會(huì)對(duì)模型的試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生一定的影響
航空學(xué)報(bào) 2016年8期2016-11-14
- 一種基于絕對(duì)式角編碼器的風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)
角編碼器的風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)楊 帥1,*, 黃 平1, 毛仲君1, 張利輝1, 黃少林2(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 總參炮兵訓(xùn)練基地雷達(dá)教研室, 河北 張家口 075100)設(shè)計(jì)了一種風(fēng)標(biāo)式迎角側(cè)滑角傳感器，以滿足模型飛行試驗(yàn)中大迎角飛行狀態(tài)下迎角側(cè)滑角的測(cè)量需求。首先對(duì)比分析了壓差比式傳感器與風(fēng)標(biāo)式傳感器的優(yōu)缺點(diǎn)，并結(jié)合試驗(yàn)需求，選取風(fēng)標(biāo)式傳感器為設(shè)計(jì)目標(biāo)。采用新型絕對(duì)式角編
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2016年1期2016-06-23
- 無(wú)人機(jī)路徑規(guī)劃的控制算法
飛行高度、速度和迎角，設(shè)計(jì)了一種實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎路徑控制算法。研究結(jié)果表明該算法簡(jiǎn)單，路徑控制準(zhǔn)確，并通過(guò)飛行測(cè)試驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的合理性。關(guān)鍵詞：無(wú)人機(jī)；規(guī)劃路徑;控制算法;迎角人們希望無(wú)人機(jī)能夠運(yùn)用在大面積海洋資源和陸地資源的經(jīng)濟(jì)調(diào)查中。常見(jiàn)遙控航模飛機(jī)能夠覆蓋的區(qū)域很小，并且不實(shí)用。傳統(tǒng)路徑規(guī)劃算法不能生成滿足無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)約束的可飛行路徑[1]，如果計(jì)算機(jī)控制被采納，利用GPS定位技術(shù)，其覆蓋范圍和飛行精度將大大提高。該算法考慮了無(wú)人機(jī)在起點(diǎn)和目標(biāo)點(diǎn)的方向以及無(wú)人
常州工學(xué)院學(xué)報(bào) 2016年1期2016-04-23
- 雷諾數(shù)對(duì)大型客機(jī)低速氣動(dòng)特性影響的試驗(yàn)研究
升力系數(shù)；低速；迎角[Abstract]Aerodynamic characteristics for a large civil aircraft are experimentally investigated at FL-9 low speed pressurized wind tunnel, focusing on the effect of Reynolds Number. The flow Mach number of 0.2 and the p
民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究 2016年1期2016-04-22
- 大迎角下細(xì)長(zhǎng)旋成體氣動(dòng)特性估算方法研究
高，細(xì)長(zhǎng)旋成體大迎角氣動(dòng)特性的分析受到越來(lái)越多的關(guān)注［1-5］。在飛行器的設(shè)計(jì)中，無(wú)論在概念設(shè)計(jì)階段、初步設(shè)計(jì)階段，還是在具體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)階段，都需要快速并且較為精確地確定設(shè)計(jì)外形的氣動(dòng)性能。將工程估算方法與理論、實(shí)驗(yàn)、經(jīng)驗(yàn)及數(shù)值計(jì)算等多種結(jié)果相結(jié)合，給出一種快速獲得不同外形氣動(dòng)性能的方法，對(duì)于飛行器的設(shè)計(jì)具有重要的意義。旋成體氣動(dòng)特性最初是根據(jù)Munk［6］提出的細(xì)長(zhǎng)體位勢(shì)流理論進(jìn)行工程估算的，該方法能夠計(jì)算迎角小于5°的旋成體氣動(dòng)特性;Allen在Munk
飛行力學(xué) 2015年3期2015-12-28
- 一種迎角模擬器設(shè)計(jì)研究
210)0 引言迎角也稱為攻角，它反映飛機(jī)軸線與氣流方向間的夾角。迎角大小與飛機(jī)的升力和阻力密切相關(guān)，當(dāng)達(dá)到臨界迎角時(shí)，飛機(jī)將失速，所以飛行控制中迎角的測(cè)量十分重要。一方面，將迎角信號(hào)輸送給儀表顯示或送到失速告警系統(tǒng)，供飛行員觀察;另一方面，飛控系統(tǒng)引入迎角信號(hào)以限制最大法向過(guò)載。飛控系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)最重要的環(huán)節(jié)為半實(shí)物仿真，而試驗(yàn)中飛機(jī)運(yùn)動(dòng)由計(jì)算機(jī)仿真實(shí)現(xiàn)，無(wú)法直接帶動(dòng)迎角傳感器。為使迎角傳感器進(jìn)入閉環(huán)試驗(yàn)，從而給飛控系統(tǒng)提供模擬的飛機(jī)迎角信號(hào)，必須研制
電氣自動(dòng)化 2015年2期2015-12-15
- 輕型公務(wù)機(jī)迎角限制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與飛行品質(zhì)評(píng)估*
16）輕型公務(wù)機(jī)迎角限制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與飛行品質(zhì)評(píng)估*李鵬鵬，龔華軍，袁鎖中，邵敏敏（南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京210016）設(shè)計(jì)了基于C*響應(yīng)的某輕型公務(wù)機(jī)的縱向控制增穩(wěn)系統(tǒng)，為了飛行安全，采用閉環(huán)控制方法設(shè)計(jì)了迎角限制器，并對(duì)迎角限制系統(tǒng)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)模態(tài)兼容問(wèn)題進(jìn)行了研究，實(shí)現(xiàn)了模態(tài)平滑轉(zhuǎn)換，最后對(duì)飛行品質(zhì)進(jìn)行了評(píng)估。系統(tǒng)數(shù)字仿真結(jié)果驗(yàn)證了迎角限制的有效性?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)；迎角限制器；飛行品質(zhì)；輕型公務(wù)機(jī)0 引言邊界控制系統(tǒng)又稱包線限制系統(tǒng)，是
電子技術(shù)應(yīng)用 2015年1期2015-12-07
- 飛行試驗(yàn)中迎角側(cè)滑角測(cè)試技術(shù)研究
邢達(dá)波飛行試驗(yàn)中迎角側(cè)滑角測(cè)試技術(shù)研究邢達(dá)波迎角和側(cè)滑角在大機(jī)動(dòng)的條件下測(cè)量難度增加，飛機(jī)在進(jìn)行失速試飛試驗(yàn)時(shí)，加裝的迎角側(cè)滑角飛行數(shù)據(jù)頻繁出現(xiàn)漂移現(xiàn)象，經(jīng)試驗(yàn)分析，原先選用UMA2000采集器用恒流源給電位計(jì)進(jìn)行供電，恒流源供電靈敏度高，但卻容易引起失速試飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)漂移，經(jīng)過(guò)理論分析和實(shí)際飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，改用KAM500采集器由恒壓源給電位計(jì)進(jìn)行供電，飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)正常。概述迎角和側(cè)滑角是飛行力學(xué)的兩個(gè)重要飛行參數(shù)，也是飛行控制及導(dǎo)航系統(tǒng)所需要的兩個(gè)主要參數(shù)
中國(guó)科技信息 2015年15期2015-11-02
- 吸氣式高超聲速飛行器大迎角氣動(dòng)特性分析
高超聲速飛行器大迎角氣動(dòng)特性分析羅文莉， 李道春， 向錦武*北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191吸氣式高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中受到大氣紊流等外部干擾的作用時(shí)，飛行姿態(tài)很可能會(huì)出現(xiàn)大迎角情況。針對(duì)大迎角飛行時(shí)飛行器可能出現(xiàn)的氣動(dòng)問(wèn)題，對(duì)一種典型吸氣式高超聲速飛行器的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。以雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程為控制方程，采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型求解，得到其流場(chǎng)特征和氣動(dòng)特性。重點(diǎn)針對(duì)大迎角情況，分別對(duì)整機(jī)氣動(dòng)
航空學(xué)報(bào) 2015年1期2015-06-24
- 基于虛擬樣機(jī)技術(shù)的風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及分析
依據(jù)［1-5］。迎角機(jī)構(gòu)是風(fēng)洞的關(guān)鍵部件之一，是試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹?，其運(yùn)動(dòng)精度和動(dòng)態(tài)特性直接影響風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的精度［6］。迎角機(jī)構(gòu)采用虛擬樣機(jī)設(shè)計(jì)可以模擬航空、航天飛行器在實(shí)際空間飛行時(shí)的各種姿態(tài)，仿真飛行器運(yùn)行時(shí)的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)特征，從而提高迎角機(jī)構(gòu)的運(yùn)行精度，以此提高風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性和置信度。1 迎角機(jī)構(gòu)方案及原理分析1.1 迎角機(jī)構(gòu)方案迎角機(jī)構(gòu)采用雙支臂結(jié)構(gòu)形式，屬于尾部支撐。尾部支撐是目前風(fēng)洞試驗(yàn)應(yīng)用最為廣泛的支撐形式。尾部支撐具有以下優(yōu)點(diǎn)：1）支
機(jī)械工程師 2015年4期2015-05-07
- 三余度迎角傳感器可靠性分析及重構(gòu)技術(shù)研究
余度配置方式。因迎角傳感器的安裝受在飛機(jī)上的布局和空間限制，如不能按照電傳飛行控制系統(tǒng)的基本四余度進(jìn)行配置，可采用三余度配置，并通過(guò)合理的余度管理決策保證系統(tǒng)可靠性。另外，迎角信號(hào)作為縱向控制的關(guān)鍵反饋信號(hào)，需要對(duì)其故障后的故障瞬態(tài)、飛機(jī)飛行品質(zhì)和系統(tǒng)穩(wěn)定性等進(jìn)行分析，并設(shè)計(jì)迎角全故障重構(gòu)控制律，以保證飛行安全。1 迎角余度配置及可靠性分析1.1 余度配置迎角傳感器主要是向飛控控制律提供所需的飛機(jī)迎角反饋信號(hào)，一般安裝在氣流比較穩(wěn)定的機(jī)頭部位，具體安裝位置
教練機(jī) 2015年3期2015-04-03
- 失速保護(hù)系統(tǒng)迎角零向跳變研究
0 引言飛機(jī)機(jī)動(dòng)迎角過(guò)大或遇到紊流的情況下，流過(guò)機(jī)翼表面的氣流出現(xiàn)分離，導(dǎo)致飛機(jī)出現(xiàn)失速現(xiàn)象，嚴(yán)重失速將導(dǎo)致機(jī)毀人亡。為滿足飛機(jī)適航要求，必須對(duì)飛機(jī)進(jìn)行失速保護(hù)。失速保護(hù)系統(tǒng)必須工作正常，才能對(duì)飛機(jī)提供有效保護(hù)，如果失速保護(hù)系統(tǒng)出現(xiàn)故障，如迎角傳感器故障，可能導(dǎo)致系統(tǒng)喪失失速保護(hù)作用，進(jìn)而對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生不利的影響。本文對(duì)某型飛機(jī)失速保護(hù)系統(tǒng)的迎角零向跳變故障進(jìn)行了研究，利用故障樹(shù)分析了故障原因。1 迎角零向跳變現(xiàn)象及影響某型飛機(jī)采用左右對(duì)稱的失速保護(hù)系統(tǒng)配置對(duì)
科技傳播 2014年4期2014-12-02
- 2.4m 跨聲速風(fēng)洞連續(xù)變迎角試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)研究
節(jié)特征。而連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)可有效改善上述現(xiàn)象［1］。連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)最初是在國(guó)外連續(xù)式風(fēng)洞發(fā)展起來(lái)的試驗(yàn)技術(shù)，它獲得的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果具有試驗(yàn)信息豐富、氣動(dòng)特性曲線光滑連續(xù)、操穩(wěn)特性評(píng)估精確度高、關(guān)鍵氣動(dòng)力參數(shù)判讀精準(zhǔn)等顯著優(yōu)點(diǎn)［2］。由于連續(xù)式風(fēng)洞和低速風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間長(zhǎng)，模型迎角可以慢速運(yùn)動(dòng)，所以實(shí)現(xiàn)連續(xù)變迎角試驗(yàn)有其先天優(yōu)勢(shì)，目前在國(guó)內(nèi)低速風(fēng)洞中已經(jīng)得到有效應(yīng)用［3-5］。在暫沖式高速風(fēng)洞中，因受風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間的限制，連續(xù)變迎角的迎角運(yùn)行速度要達(dá)到
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2014年1期2014-11-21
- 過(guò)載/迎角邊界保護(hù)控制律仿真研究
到而且不超過(guò)限制迎角或限制過(guò)載。因此提出了迎角邊界限制器,其設(shè)計(jì)經(jīng)歷了硬限制、軟限制(包括反饋限制和比較限制)等階段。例如,美國(guó)早期的F-8C飛機(jī)采用了硬限制方式,F-4的生存控制系統(tǒng)采用了單級(jí)折線式軟限制方式,F-16生存控制系統(tǒng)采用了二級(jí)折線式軟限制方式,屬于反饋限制方案[1]。我國(guó)目前在戰(zhàn)斗機(jī)上對(duì)相關(guān)控制算法進(jìn)行了驗(yàn)證,但在大型飛機(jī)上的相應(yīng)控制算法研究較少。1 控制原理圖1 飛行區(qū)域劃分Fig.1 Flight envelope division對(duì)于
飛行力學(xué) 2014年2期2014-09-17
- 飛機(jī)著陸構(gòu)型“啄食”及自動(dòng)俯沖問(wèn)題探討
0 引言隨著平尾迎角接近負(fù)臨界迎角,平尾下表面局部氣流分離區(qū)域由升降舵后緣向整個(gè)升降舵乃至整個(gè)平尾(平尾失速)擴(kuò)散,這種分離渦引起飛機(jī)產(chǎn)生像雞啄米的現(xiàn)象,故而形象地稱為“啄食”。發(fā)生“啄食”時(shí),飛機(jī)伴隨自動(dòng)劇烈俯沖、駕駛桿抖動(dòng)或振動(dòng)現(xiàn)象。上單翼、低平尾、雙縫后退式高效襟翼的氣動(dòng)布局，以及軸式補(bǔ)償升降舵的渦槳類飛機(jī)容易發(fā)生“啄食”現(xiàn)象?！白氖场爆F(xiàn)象是飛機(jī)以較小迎角飛行時(shí),受機(jī)翼下洗影響,平尾局部負(fù)迎角接近臨界迎角,平尾下表面氣流分離,改變平尾及升降舵上下表面
飛行力學(xué) 2014年4期2014-09-15
- 飛機(jī)垂尾抖振響應(yīng)的飛行試驗(yàn)研究
裂等現(xiàn)象發(fā)生的大迎角范圍。為提高和改善大迎角飛行性能，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)常采用前緣襟翼、邊條翼、鴨翼等，以提供一定的渦升力，而且當(dāng)這些分離渦帶著氣流掠過(guò)垂尾時(shí)還可以維持飛機(jī)的穩(wěn)定性。但是，在有些情況下這些分離渦在到達(dá)垂尾前就發(fā)生破裂，從而形成高度紊亂、旋轉(zhuǎn)的非定常尾渦流。這種渦流在一定的頻率帶寬內(nèi)具有集中顯著的能量，如果這種尾渦流所具有的頻帶范圍覆蓋了垂尾結(jié)構(gòu)的某一階或幾階模態(tài)的固有頻率，渦流作用在垂尾結(jié)構(gòu)上將會(huì)誘發(fā)嚴(yán)重的垂尾抖振現(xiàn)象。圖1是NASA的研究人員在F
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2014年2期2014-03-29
- 小迎角縱向不穩(wěn)定飛機(jī)起飛安全性分析
的研究，集中在大迎角飛行狀態(tài)，關(guān)于小迎角不穩(wěn)定對(duì)飛行安全影響的研究很少。而對(duì)于螺旋槳飛機(jī)，在公開(kāi)的資料和文獻(xiàn)上，多局限于滑流影響的數(shù)值模擬算法研究，沒(méi)有相關(guān)氣動(dòng)特性及其靜不穩(wěn)定對(duì)飛機(jī)飛行安全影響的詳細(xì)描述。由于螺旋槳滑流的影響，某運(yùn)輸機(jī)大拉力系數(shù)小迎角時(shí)縱向靜不穩(wěn)定，這種狀態(tài)是否會(huì)影響飛機(jī)的飛行安全決定于:（1）飛機(jī)正常飛行，是否會(huì)處于縱向不穩(wěn)定狀態(tài)；（2）飛機(jī)什么情況下會(huì)進(jìn)入縱向靜不穩(wěn)定狀態(tài)，進(jìn)入該狀態(tài)后飛機(jī)的響應(yīng)特性怎么樣；（3）飛機(jī)進(jìn)入后能否輕易地改
飛行力學(xué) 2013年1期2013-07-25
- 低背鰭對(duì)細(xì)長(zhǎng)平板三角翼分離渦穩(wěn)定性影響的研究
關(guān)于細(xì)長(zhǎng)錐體在大迎角下分離渦的穩(wěn)定性判據(jù)，并將其應(yīng)用于圓錐、橢圓錐、三角翼及其組合體脫體渦的穩(wěn)定性問(wèn)題研究。對(duì)大后掠平板三角翼的前緣分離渦，其理論預(yù)測(cè)的結(jié)果為：大后掠平板三角翼的前緣分離渦在所有的迎角下總是對(duì)稱、錐型和穩(wěn)定的；當(dāng)增加低高度的背鰭時(shí)，原來(lái)對(duì)稱、錐型流動(dòng)會(huì)變得非對(duì)稱或者非錐型、或者兩者兼有，而當(dāng)背鰭高度增加到一定程度時(shí)，旋渦會(huì)重新變得穩(wěn)定。通過(guò)平板三角翼和加上不同高度低背鰭后組合體的風(fēng)洞測(cè)力實(shí)驗(yàn)［3－4］，同時(shí)與流場(chǎng)顯示實(shí)驗(yàn)［5－6］及理論分析
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年3期2012-11-15
- 不同迎角的翼型氣彈特性風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究
”，一般發(fā)生在小迎角范圍內(nèi)，并無(wú)氣流分離現(xiàn)象出現(xiàn)；第二類稱為“失速顫振”，與氣流分離和漩渦形成有關(guān)。該類振動(dòng)往往只與單自由度有關(guān)［2］，相對(duì)振動(dòng)快速發(fā)散的經(jīng)典顫振，氣動(dòng)力特性會(huì)有所改變，可能出現(xiàn)“極限環(huán)振蕩”。傳統(tǒng)的氣動(dòng)彈性實(shí)驗(yàn)一般采用零迎角，而風(fēng)力機(jī)葉片經(jīng)常要在大迎角甚至深度失速狀態(tài)下運(yùn)行，因此具備不同于普通飛機(jī)翼型的特殊動(dòng)力學(xué)失效行為。本文設(shè)計(jì)可在多種給定迎角下作沉?。┭鲞\(yùn)動(dòng)的翼段振動(dòng)裝置，在低速風(fēng)洞中分別針對(duì)普通薄翼型NACA0012和風(fēng)力機(jī)翼型N
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年2期2012-08-21
- 近距耦合鴨式布局復(fù)雜渦系的干擾機(jī)理
布局的升力和失速迎角，從而改善了飛機(jī)大迎角氣動(dòng)性能，這為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的短距起降性能、機(jī)動(dòng)性和敏捷性，尤其是大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力提供了非常重要的有利條件，使近距耦合鴨式布局成為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的先進(jìn)布局之一.自20世紀(jì)60年代中期文獻(xiàn) ［1］將這一布局成功地應(yīng)用于SAAB-37飛機(jī)設(shè)計(jì)中以來(lái)，世界諸多國(guó)家在新型戰(zhàn)斗機(jī)中均采用了這一布局.早期基于工程角度的研究工作主要是采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，研究布局幾何參數(shù)對(duì)整體和大迎角氣動(dòng)特性的影響，給出合理布局的參數(shù)和設(shè)計(jì)條件.從20世
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2012年7期2012-06-22
- 一種失速保護(hù)系統(tǒng)推桿響應(yīng)延遲問(wèn)題的解決方案
護(hù)系統(tǒng)介紹當(dāng)飛機(jī)迎角超過(guò)一個(gè)臨界迎角后，機(jī)翼上表面邊界層將發(fā)生嚴(yán)重的分離，升力急劇下降而不能保持正常飛行的現(xiàn)象，叫失速。失速保護(hù)系統(tǒng)的作用就是當(dāng)飛機(jī)接近失速狀態(tài)時(shí)，為機(jī)組提供警告，并防止飛機(jī)進(jìn)入真正的失速狀態(tài)。對(duì)于高平尾民用飛機(jī)，失速保護(hù)系統(tǒng)提供失速振桿和推桿功能，通常由以下構(gòu)成：1）一個(gè)失速保護(hù)計(jì)算機(jī)；2）兩個(gè)迎角傳感器；3）兩個(gè)振桿器；4）一個(gè)推桿器。迎角傳感器安裝在機(jī)頭兩側(cè)，伸出機(jī)體外部蒙皮，通過(guò)感受氣流方向測(cè)量飛機(jī)的迎角；振桿器用于實(shí)現(xiàn)失速振桿功能
科技傳播 2012年16期2012-04-19
- 一種新型風(fēng)機(jī)翼型設(shè)計(jì)思路的探索研究
翼型的升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。從該文獻(xiàn)計(jì)算結(jié)果中可以看出，隨著翼型厚度的增加，升力曲線的斜率減小，最大升力系數(shù)也會(huì)減小。如何在大厚度翼型設(shè)計(jì)中同時(shí)實(shí)現(xiàn)提高翼型的升力系數(shù)和失速迎角是一項(xiàng)具有挑戰(zhàn)性的基礎(chǔ)問(wèn)題。隨著風(fēng)力機(jī)的不斷發(fā)展，近年來(lái)國(guó)內(nèi)外圍繞風(fēng)機(jī)翼型問(wèn)題開(kāi)展了大量的研究工作［3－9］，甚至還有人設(shè)計(jì)了自適應(yīng)后緣的翼型［10］，但這種方法對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來(lái)極大困難，工程實(shí)際可用性較差。關(guān)于翼型的設(shè)計(jì)問(wèn)題，在航空領(lǐng)域是一個(gè)傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)問(wèn)題，即使發(fā)展了一百多年，翼
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年2期2012-04-07
- Experimental research on the high angle of attack aerodynamic characteristics of an 80°／65°double－delta wing
HAoA圖5 大迎角氣動(dòng)特性3.2 Pressure measurement resultsFigure 6gives the pressure characteristics at two pressure measurement cross sections.The fol lowing discussion focuses on the cross section of x／Cr＝83.7%.Whenα＜5°，the pressure coeffic
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年6期2011-11-15
- 連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)在大型暫沖式跨聲速風(fēng)洞中的應(yīng)用
1000）連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)在大型暫沖式跨聲速風(fēng)洞中的應(yīng)用魏 志1，2，謝 艷2，吳軍強(qiáng)2，王瑞波2，張 林2（1.中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)近代力學(xué)系，合肥 230026；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）由于暫沖式高速風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間短暫，普遍采用階梯變迎角方式進(jìn)行靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)，其試驗(yàn)信息量難以滿足先進(jìn)飛行器研制的試驗(yàn)需求。為在暫沖式高速風(fēng)洞中獲得更為詳盡的氣動(dòng)力信息，在2.4m跨聲速風(fēng)洞中進(jìn)行了連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)應(yīng)用研究。主要介紹了
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年4期2011-06-15
- Investigation of flow separation control on an airfoil usingDBD plasma actuators
18deg圖6 迎角為18°時(shí)的PIV測(cè)量結(jié)果The results of the PIV show that the drop in lift at large angles of attack is due to separation of the flow at the leading edge.Fig.6（a）shows the flow field of the airfoil at a post stall of 18deg without c
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年4期2011-06-15
- 風(fēng)力機(jī)翼型大迎角分離和動(dòng)態(tài)失速的數(shù)值研究
變化。葉片的氣流迎角可在0°～360°發(fā)生變化。風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能和載荷隨迎角的改變將發(fā)生變化，特別是氣流迎角大于失速迎角后，繞流發(fā)生分離，翼型的升力系數(shù)突然降低，阻力系數(shù)迅速增大，葉片的性能和載荷將發(fā)生突變。需要準(zhǔn)確獲取風(fēng)力機(jī)在各迎角下的氣動(dòng)性能，特別是大迎角下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，為風(fēng)力機(jī)控制策略的實(shí)施提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)；同時(shí)，大迎角下葉片的氣動(dòng)載荷是必須提供給葉片結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度設(shè)計(jì)工程師的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，關(guān)系到風(fēng)力機(jī)的安全運(yùn)行。目前動(dòng)態(tài)失速對(duì)水平軸風(fēng)力機(jī)性能的影響也越來(lái)越受到研
電網(wǎng)與清潔能源 2010年5期2010-05-10