飞行稳定性

摘要： 自推进红外干扰弹是一种具有伴飞功能的新型红外干扰弹,为研究其飞行稳定性以及载机在不同条件下释放自推进红外干扰弹对载机安全性的影响,以雷诺时均Navier-Stokes方程为基础,数值模拟得到干扰弹在不同飞行条件下的气动参数数据库;根据刚体六自由度理论计算得到干扰弹投放后弹体攻角、机弹相对轨迹随时间变化曲线,分析了不同条件对干扰弹攻角收敛过程以及载机安全性的影响。计算结果表明,随着海拔高度的增加,弹体攻角收敛速度变缓;随着投放平台速度的增加,弹体攻角收敛加快。为干扰弹的设计以及载机投放干扰弹的策略提供一定的参考。

摘要： 针对微小型弹药布局设计的现有约束问题,提出了一种新的微小型弹药布局优化方案,基于正常式布局的结构,建立弹药的三维气动模型,对微小型弹药进行流体力学仿真,研究了弹翼尺寸对弹体静稳定性的影响。为验证设计方案的可行性,利用不同的飞行条件进行模拟气动计算,得到微小型弹药的升力、阻力及俯仰力矩参数,计算了升阻比与可用过载。仿真结果表明:所提微小型弹药气动布局方案满足设计要求,且具有良好气动特性和飞行稳定性,为后续设计提供一定的参考依据。

摘要： 针对固定鸭舵二维修正机构控制力有限和比例导引法控制末段需用过载变化过大的问题,提出了一种基于重力补偿比例导引律的过载阈值控制策略.分析了固定鸭舵二维修正机构的控制力及力矩,以落点弹目距离最小为目标函数,选取纵向和横向平面导引系数及过载阈值为设计变量,在重力补偿比例导引律的基础上建立了导引律参数优化模型,并采用差分进化算法(DE)对其进行优化.最后通过外弹道仿真分别从控制段飞行稳定性、控制效率、控制机构过载及控制精度几个方面与传统比例导引律进行对比分析,同时使用蒙特卡洛法验证了控制策略的有效性.结果表明:与传统比例导引律相比,使用该控制策略提高了二维弹道修正迫弹的控制效率,有效降低了控制末段需用过载,弹道控制段飞行稳定性明显提高.

摘要： 本期介绍F-86“佩刀”像真纸飞机和The Bird纸飞机。前者采用流线形外观,可有效降低飞行时的阻力,具有不错的穿透能力。为了提升飞行稳定性,还加大了机翼面积。后者的制作相对复杂,但分段式机翼提高了滑翔性能,非常适合留空时间比赛。下面先一起了解F-86“佩刀”战斗机的历史,再开始两款纸飞机的制作。

摘要： 本期介绍的两款纸飞机分别是超级马林“喷火”像真纸飞机和Jet Fighter纸飞机。前者参考“喷火”战斗机的外形设计,可有效降低飞行阻力,具有良好的穿透性。为提高其飞行性能,适当修改了机翼造型,增加了翼梢小翼,使飞行稳定性更佳,制作步骤也进 步简化。后者采用加厚的机头,提高了直线滑翔性能,非常适合直线距离比赛。下面先一起了解超级马林“喷火”战斗机的历史,再开始两款纸飞机的制作。

摘要： 简要分析火炮水下防御技术发展现状,开展中大口径舰炮跨介质水下防御毁伤能力、内外弹道兼容匹配和弹道飞行稳定方式等技术研究.结果显示:中大口径舰炮进行跨介质水下防御具有较强的可行性,通过水下爆炸合成毁伤,可以增大对鱼雷的毁伤威力;通过增大弹丸质量、降低初速,可使内外弹道兼容匹配;通过对弹丸外形进行优化设计,可实现跨介质高速稳定入水.

摘要： 面向解决矢量无人机飞行姿态中由于控制策略不合理导致飞行失稳甚至"炸机"的频发问题,介绍了近年来各种矢量无人机种类及其飞行控制策略设计,重点阐述了易发生的飞行掉高、执行器故障、传感器故障、机翼振动和随机干扰等飞行姿态稳定问题以及注意事项,并总结出实践中相匹配的优良解决方案,最后提出了矢量飞行设计的建议.本研究有助于解决矢量无人机设计与开发中出现的飞行稳定性问题及其控制方案匹配的优化问题.

摘要： 和小伙伴们一起飞纸飞机时你是否会发现,有.的纸飞机掷出后能在空中划出优美的弧线;有的纸飞机掷出后像飞镖一样直扎前方;还有的纸飞机出手后在空中转了一圈又一圈,盘旋许久而不落地。对于纸飞机来说,影响其飞行的一个重要因素是机头形状。常见的机头形状有尖头和平头两种。其中前者能保证纸飞机在飞行中所受的阻力最小,因此飞行距离也比较远,更适合直线距离比赛。但尖头的纸飞机飞行稳定性差,出手后容易发生滚转。

摘要： 每当说起火箭,人们脑海中通常出现的都是“脑袋”尖尖、“身体”细长的样子。你知道在最初设计火箭时,设计师们是如何确定火箭外形的吗?火箭对外形的要求很高中国运载火箭技术研究院(以下简称“火箭院”)北京宇航系统工程研究所研究员杜涛介绍:“火箭在大气层内飞行时,空气会与火箭箭体产生气动力和气动加热作用。这种作用直接影响到火箭的飞行弹道、结构的载荷特性、飞行稳定性以及火箭的总体方案,特别是火箭的外形。”

摘要： 本文阐述了飞机大攻角非定常气动力的微分方程模型,简要介绍了稳定性分析的分叉理论.然后针对某歼击机,利用风洞纵向大振幅振动试验数据建立了非定常气动力微分方程模型,研究了非定常气动效应对飞行稳定性的影响.结果表明,非定常气动效应不影响平衡点的存在性,但对平衡点的稳定性、稳定域、周期解的存在性、稳定性、幅值以及动态稳定性都有显著影响,在控制系统设计和分析中应当加以考虑.

摘要： 简要分析无人机在消防领域的应用现状,总结多旋翼消防无人机的一般化特点.结合多旋翼无人机常规组成结构,从结构选材、结构设计、重量设计、信息数据链路、飞行稳定性及飞行可操纵性、飞行试验等方面浅析多旋翼消防无人机的设计原则,并对消防无人机未来的发展方向提出展望.

摘要： 耦合求解非定常三维可压缩N-S方程和刚体运动方程,数值模拟返回舱在高速条件下的强迫振动,在较宽的范围内研究了返回舱的几何外形变化对稳定性的影响.结果表明,当球冠的钝度比小于1时,静导数随着钝度比的增加而减小,动导数随着钝度比的增加而增加,当钝度比大于1时,静导数随着钝度比的增加而增加,动导数随着钝度比的增加而减小;当倒锥角在15°～35°时,稳定性基本保持不变;非定常效应对动稳定结构的稳定性影响很小.

摘要： 阵风载荷将会对飞行器结构和飞行稳定性产生很大影响.主要研究在传统的时域POD(Proper OrthogonalDecomposition)降阶模型中,如何将阵风这一因素引入到降阶模型中.发展了一种结合降阶模型的刚性、弹性飞行器阵风响应分析模型.该方法结合POD降阶模型将阵风载荷转化成飞行器的瞬时迎角输入信号.所发展的模型可以很好的处理任意阵风载荷作用下的刚性、弹性模型响应分析.计算比较了固定翼型和二元弹性翼型在不同阵风作用下的响应,并高精度CFD计算结果比较.结果分析表明,阵风降阶模型结果可以很好的与CFD计算结果吻合,并且大大提高了计算效率。

摘要： 由于规律性尾翼EFP(Explosively Formed Projectile)具有较好的飞行稳定性,为此对大炸高条件下EFP飞行稳定性进行研究.提出一种新型形成尾翼的简易方法,即在药型罩上粘附隔板,利用隔板改变爆轰波阵面的结构形状,从而改变药型罩的变形规律,形成一种带有尾翼的EFP.首先从理论上探讨了该方法的可行性,根据理论分析结果设计了不同尺寸的隔板.然后通过实验验证理论分析结果,最后采用LS-DYNA对尾翼EFP形成过程进行数值模拟.结果表明:在药型罩上粘贴隔板可以形成尾翼EFP,尾翼EFP形状与隔板尺寸具有一定的相关性.

摘要： 随着细长旋转弹箭的长径比的增大与旋转速率的提高,其在空中的柔性变形与非对称性(如重心偏心)等因素对旋转弹箭弹道特性、飞行稳定性的影响已变得不可忽略.本文简述了国内外对大长径比细长旋转弹箭运动稳定性的研究现状.对国内外分别从弹道特性、结构阻尼、柔性弯曲变形和动态变形耦合等的不同角度对弹性弹箭飞行稳定性的影响的研究做了总结,并在此基础上提出了下一步的研究发展方向。

摘要： 短钝气动外形多用于载人再入大气层飞行器或称飞船返回舱,其大钝头特点能够满足再入飞行期间各种飞行速度下所需的升、阻力要求,使之安全平稳着陆.短钝气动外形气动设计的主要工作之一是其动稳定性特性的研究.由于接近球形的外形特点,在亚、跨音速飞行阶段,其动稳定阻尼很小;确认返回舱具有良好的动稳定性特性,或者在控制系统参与下保持飞行姿态,确保飞行安全,是飞船返回舱动稳定性特性研究的最终目的.在传统飞行器飞行稳定性分析中,气动力以气动导数的形式引入.如果忽略气动力以外的其它因素影响,以俯仰运动方向为例,影响飞行稳定性的三个气动导数为俯仰力矩静导数或称气动刚度导数、气动阻尼导数和气动质量导数.在文献1中针对短钝气动外形,详细讨论了这些气动导数的对动稳定行为的影响.在工程上,则需要测试、计算各气动导数,用于飞行控制律设计和飞行仿真分析.气动导数概念在本质上是气动力的线性化和"静态"化,对一般飞行器的工程设计能够满足要求;但对于短钝气动外形以及另外一些情况,则必须考虑大攻角、非线性条件下动稳定参数的合理形式,以准确预示气动力特性,相应地对飞行控制系统进行设计调整.目前大多数飞行控制系统采用幅值控制方法,也是针对小攻角线性气动力情况而设计的.此种现状对返回舱等具有大范围分离流特点的飞行器安全有潜在的威胁,必须加以认真的研究。

摘要： 利用杆形头部弹直射精度高及其头部存在钝面台阶结构容易获得较高侵彻过载的特点,设计了某型大过载引信考核评估平台.该平台头部杆为尼龙材料,这样既得用了杆形头部弹飞行稳定性好、直射精度过高的特点,又保证了弹体在着靶时容易获得较大的侵彻过载.

摘要： 通过分析当前国内外几种典型太阳能无人机的发展现状,得出目前太阳能无人机在设计、制造过程中所涉及到的关键技术以及需要解决的技术难点.认为随着能源系统效率提高、先进气动布局设计、高适用性飞行稳定及控制系统实现以及高效推进系统等技术的突破,太阳能无人机的应用前景会更加广阔.

摘要： 通过分析当前国内外几种典型太阳能无人机的发展现状,得出目前太阳能无人机在设计、制造过程中所涉及到的关键技术以及需要解决的技术难点.认为随着能源系统效率提高、先进气动布局设计、高适用性飞行稳定及控制系统实现以及高效推进系统等技术的突破,太阳能无人机的应用前景会更加广阔.

摘要： 一种包括用于影响飞行器的方向稳定性的设备的飞行器(F)以及用于影响飞行器(F)的方向稳定性的方法，该飞行器包括：控制‑输入设备；飞行控制设备；传感器设备，该传感器设备用于探测飞行器(F)的包括偏航率的旋转率。其中，飞行器(F)包括两个尾装式襟翼(K1、K2)，每个尾装式襟翼(K1、K2)均包括致动器，该致动器在功能上与飞行控制设备连接，尾装式襟翼(K1、K2)相对于竖直轴线相互对称地位于机身的相对两侧上，并且能够在收回位置与伸展位置之间运动，而且控制功能部以如下方式设计：基于控制指令并且根据探测到的旋转率产生的调整指令包括对尾装式襟翼(K1、K2)的致动器使其致动的调整指令。

摘要： 本发明涉及一种静不稳定飞行器多回路ASE稳定性飞行试验直接确定方法，该方法通过扫频飞行试验，获得静不稳定飞行器多回路系统的闭环传递函数频率特性矩阵，按照闭环传递函数与开环传递函数之间的对应关系，建立闭环传递函数与系统稳定裕度之间的关系式，根据系统临界稳定的条件，得到通过闭环传递函数频率特性矩阵分析系统幅值裕度、相位裕度的两个等价行列式，根据此行列式计算出纵向、横航向、三维运动、ASE等多种情况的系统稳定裕度。通过闭环扫频飞行试验鉴定了现代高性能飞行器稳定裕度是否满足国军标要求。

摘要： 本发明公开了一种静不稳定飞行器等价气动伺服弹性鲁棒稳定性的飞行试验确定方法，用于解决现有的飞行试验确定方法建模误差大的技术问题。技术方案是通过扫频飞行试验可以得到静不稳定飞行器多回路系统的闭环传递函数频率特性矩阵，按照闭环传递函数与开环传递函数之间的对应关系，建立闭环传递函数与ASE稳定性之间的关系式，并将系统闭环传递函数频率特性矩阵进行特征分解，根据系统临界稳定的条件，得到多回路稳定裕度分析标量方程式，从而计算整体回路的ASE稳定性，大大简化了问题难度。

摘要： 本发明提供了一种将基于高效自适应采样的非定常气动力代理‑降阶模型与刚体动力学方程在状态空间耦合求解特征矩阵特征根的方法进行全飞行域动稳定性特征预测，可以高效准确的获取飞行器在全飞行域内的耦合动稳定性特征。可用于对航空航天飞行器，特别是非轴对称复杂布局飞行器的多通道耦合动稳定性特性的计算分析。能够在保证预测精度的同时大幅减少计算代价，从而易于开展飞行器在全飞行域内动稳定性特性的定性、定量研究，获得对飞行器设计有指导意义的设计方向。

摘要： 一种包括用于影响飞行器的方向稳定性的设备的飞行器(F)以及用于影响飞行器(F)的方向稳定性的方法，该飞行器包括：控制-输入设备；飞行控制设备；传感器设备，该传感器设备用于探测飞行器(F)的包括偏航率的旋转率。其中，飞行器(F)包括两个尾装式襟翼(K1、K2)，每个尾装式襟翼(K1、K2)均包括致动器，该致动器在功能上与飞行控制设备连接，尾装式襟翼(K1、K2)相对于竖直轴线相互对称地位于机身的相对两侧上，并且能够在收回位置与伸展位置之间运动，而且控制功能部以如下方式设计：基于控制指令并且根据探测到的旋转率产生的调整指令包括对尾装式襟翼(K1、K2)的致动器使其致动的调整指令。

摘要： 本发明公开了一种静不稳定飞行器等价气动伺服弹性鲁棒稳定性的飞行试验确定方法，用于解决现有的飞行试验确定方法建模误差大的技术问题。技术方案是通过扫频飞行试验可以得到静不稳定飞行器多回路系统的闭环传递函数频率特性矩阵，按照闭环传递函数与开环传递函数之间的对应关系，建立闭环传递函数与ASE稳定性之间的关系式，并将系统闭环传递函数频率特性矩阵进行特征分解，根据系统临界稳定的条件，得到多回路稳定裕度分析标量方程式，从而计算整体回路的ASE稳定性，大大简化了问题难度。

摘要： 叙述了基于负载在氧化铝上的钴的费托催化前体的制备方法，所述氧化铝任选地含有多达10wt％的二氧化硅，所述方法包括：a)用硅化合物处理氧化铝，所述硅化合物选自具有通式(I)Si(OR)4－nR’n的那些，其中n为1～3，其中，R’选自具有1～20个碳原子的伯烃基；其中，R选自具有1～6个碳原子的伯烃基；b)干燥并随后煅烧在步骤(a)结束时所得到的改性的载体，从而获得硅烷化载体；c)随后将钴沉积到在步骤(b)结束时所得到的硅烷化载体上；d)干燥并随后锻烧在步骤(c)结束时所得到的负载的钴，从而获得所述最终的催化前体；上述最终的催化前体中衍生自具有通式(I)的化合物的SiO2含量为4.5～10wt％。

摘要： 一种无人飞行器稳定性的控制方法、控制装置及无人飞行器，所述无人飞行器稳定性的控制方法包括确定所述无人飞行器的重心偏移量；基于所述重心偏移量调整所述无人飞行器上至少一条机臂的伸展量，以调整所述无人飞行器的重心的偏移量至预设范围内，其中，所述预设范围为零至预设阈值。根据本实施例提供的方案，在无人飞行器整体的重心发生偏移时，能够获取重心偏移量，进而基于获得的重心偏移量对无人飞行器至少一条机臂的伸展量进行调整，以减小或者消除重心偏移量，拉近重心与无人飞行器的几何中心的距离，从而可平衡各机臂上的电机的负载，以保持各电机动力输出的均衡性，有利于提升无人飞行器飞行的稳定性和机动性。

摘要： 提高旋翼飞行器自主飞行稳定性的方法及无人机巡逻系统，涉及无人机技术领域，上述提高旋翼飞行器自主飞行稳定性的方法包括以下步骤：获取多次所述旋翼飞行器在执行各种飞行动作并保持飞行稳定状态时的锂电池电压值以及对应的PWM值；根据所述旋翼飞行器在执行各种飞行动作并保持飞行稳定状态时的锂电池电压值与PWM值拟合出电池电压值与PWM值的函数关系式；依据所述函数关系式并根据锂电池电压的实时变化，让所述旋翼飞行器的飞控单元对PWM值作相应调整，从而提高所述旋翼飞行器在执行各种飞行动作时的自主飞行稳定性。

摘要： 本发明公开了地效飞行器近水面飞行稳定性模型水池试验装置及试验方法，在近水面飞行稳定性模型水池试验使用全机模型，通过开展全机模型近水面飞行水池试验，分析全机模型纵倾角、重心处升沉变化，由此预报近水面飞行实机稳定性。试验中由水动力高速试验拖车系统来控制模型的试验速度，使用造波机模拟各种波浪环境，试验数据采集系统采集全机模型在波浪运动中纵倾角和重心处升沉值，得到全机模型纵倾角变化曲线与重心处升沉曲线。近水面飞行稳定性模型水池试验可使用全机模型开展试验，由此分析地效飞行器近水面飞行稳定性。