亚洲免费av电影一区二区三区,日韩爱爱视频,51精品视频一区二区三区,91视频爱爱,日韩欧美在线播放视频,中文字幕少妇AV,亚洲电影中文字幕,久久久久亚洲av成人网址,久久综合视频网站,国产在线不卡免费播放

        ?

        基于Simulink 的反尾旋傘系統(tǒng)建模與仿真

        2020-08-17 10:47:20李玉飛黃勇強
        教練機 2020年2期
        關(guān)鍵詞:作用點迎角力矩

        相 梅,李玉飛,武 琳,黃勇強

        (航空工業(yè)洪都,江西 南昌,330024)

        0 引 言

        失速/尾旋是飛機最復雜的飛行狀態(tài)之一,在新型戰(zhàn)斗機試飛時,尾旋及其改出是飛行試驗不可缺少的項目。反尾旋傘系統(tǒng)是進行飛機大迎角失速/尾旋試驗時,保證飛機飛行安全必備的一套應急保障系統(tǒng)。

        由于失速/尾旋飛行現(xiàn)象的復雜性、危險性,為了確保飛行試驗的安全,飛機的大迎角失速/尾旋飛行試驗必須加裝應急反尾旋裝置。當飛機進入尾旋狀態(tài),而飛行員用操縱面無法改出時,可以使用反尾旋傘強行使飛機從失控的尾旋狀態(tài)中改出到正常飛行狀態(tài)。

        反尾旋傘技術(shù)目前在國外航空發(fā)達國家已屬成熟技術(shù),并已形成系列產(chǎn)品。我國于20 世紀90年代末,曾在失速尾旋領(lǐng)域取得重大理論突破。1999年4月,試飛員分別從正飛尾旋和倒飛尾旋中改出,填補了我國航空領(lǐng)域的空白。但由于當時我國還沒有完全掌握 “反尾旋傘” 技術(shù),試飛沒有深入下去,就此擱淺。2007年,試飛院終于成功研制了反尾旋傘,自此填補了國內(nèi)反尾旋傘研制的空白,為后續(xù)進行高風險的失速尾旋試飛提供了安全保障。

        本文以某型高級教練機為例,在大迎角飛行仿真過程中,增加反尾旋傘模型,驗證飛機尾旋發(fā)展、進入及使用反尾旋傘后的尾旋改出過程的仿真驗證。

        1 反尾旋傘建模

        根據(jù)尾旋中反尾旋傘的動力學機理,建立傘-機一體的動力學方程。

        1.1 反尾旋傘的動力學原理

        飛機尾旋改出的關(guān)鍵在于產(chǎn)生制止飛機偏航和滾轉(zhuǎn)的力矩,產(chǎn)生使飛機減小迎角的力矩。

        反尾旋傘系統(tǒng)一般安裝在飛機的尾部,尾旋試飛時,當試飛員決定用反尾旋傘改出尾旋時,按壓反尾旋傘系統(tǒng)的開傘按鈕,控制系統(tǒng)就會啟動相應的開傘機構(gòu),把傘系統(tǒng)從傘艙中射出到自由流中,隨著傘衣和傘連接繩的拉出,在空氣動力作用下,傘衣迅速充氣張開,產(chǎn)生與飛機飛行速度相反的制動阻力,形成很大的制止飛機偏航和俯仰運動的制動力矩,從而使飛機從尾旋中改出。

        1.2 反尾旋傘作用力模型

        某型高級教練機配備的反尾旋傘具體參數(shù)如下:

        傘繩鎖鉤(傘鉤)作用點:飛機對稱面內(nèi)距機頭距離lp,距水平基準線距離yp,反尾旋傘面積S,傘阻力系數(shù)CD。

        根據(jù)阻力傘產(chǎn)生阻力的基本原理,傘的阻力一般可表示為:CDSQ,在考慮開傘動態(tài)過程時,傘阻力可進一步表示為:CDSQKp。圖1 示出利用反尾旋傘改出尾旋的動力學作用原理。

        圖1 反尾旋傘工作機理示意圖

        傘鉤作用點處的局部迎角和側(cè)滑角與作用點處的三軸速度分量Vx、Vy、Vz有關(guān),具體如下:

        由式(1)-式(3)可以得到:

        式中:

        αs—反尾旋傘作用點處的局部迎角,rad;

        βs—反尾旋傘作用點處的側(cè)滑角,rad。

        由圖1 可以看出,可把反尾旋傘產(chǎn)生的傘阻力CDSQKp分解為飛機受到的力和力矩:

        式中:

        Q—動壓,kgf/m2;

        Kp—開傘沖擊系數(shù)(開傘過程中,動態(tài)載荷與相同速度下的穩(wěn)定載荷之比,一般取1.2)。

        將反尾旋傘工作時形成的氣動力和力矩即式(6)-式(11)加入飛機機體-機體動力學方程組,形成尾旋飛行時飛機反尾旋傘系統(tǒng)動力學方程組。

        根據(jù)公式(1)-(11)建立Simulink 模型,并添加至飛機仿真模型中,即得到帶有反尾旋傘系統(tǒng)的飛機仿真模型。

        2 六自由度仿真計算

        由前面分析可知,當傘所產(chǎn)生的偏航和俯仰力矩大于飛機的慣性力矩時,飛機即可停止旋轉(zhuǎn),減小迎角,進入正常飛行狀態(tài)。

        以某型高級教練機為例,在飛機+飛控系統(tǒng)狀態(tài)下,選取狀態(tài)點10km、0.38M,飛機平飛狀態(tài),仿真時間10s 釋放反尾旋傘,仿真時間20s 斷開反尾旋傘,如圖2 所示,在開傘后由于傘產(chǎn)生的力和力矩影響,飛機低頭減速(由于純數(shù)字仿真,無橫航向擾動,因此橫航向無響應),在斷開反尾旋傘后飛機俯沖增速,直至航跡穩(wěn)定飛行。

        圖2 帶系統(tǒng)平飛釋放反尾旋傘并切斷仿真結(jié)果

        由于飛機+飛控系統(tǒng)的數(shù)字仿真中飛機無法進入偏離、尾旋模態(tài),而為了模擬飛機的尾旋模態(tài),在純飛機下進行尾旋狀態(tài)的數(shù)學仿真,選取狀態(tài)點10km、0.38M,配平迎角13.9°,在仿真時間2~15s 偏轉(zhuǎn)平尾至-30°,使飛機迎角持續(xù)增大,當迎角達到35°左右時,向左偏轉(zhuǎn)方向舵至30°(仿真時間3~18s),使飛機向右偏航,逆旋轉(zhuǎn)方向偏轉(zhuǎn)副翼至30°(仿真時間3~15s),使飛機右滾,在仿真時間18s 時停止三軸操縱,飛機進入穩(wěn)定右尾旋,如圖3 實線所示。

        在上述尾旋仿真模型基礎上增加反尾旋傘模型,進行相同操縱,停止三軸操縱后飛機穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)兩周左右,在仿真時間25s 時打開反尾旋傘,仿真結(jié)果如圖3 虛線所示,可以看出,飛機在仿真時間35s 左右時成功改出穩(wěn)定尾旋狀態(tài),改出延遲圈為2 圈。

        圖3 飛機尾旋仿真對比結(jié)果

        3 結(jié) 論

        本文通過分析反尾旋傘與飛機作用力的動力學機理,建立尾旋模型及反尾旋傘模型,并進行Simulink 環(huán)境下的數(shù)學仿真驗證,分析認為該反尾旋傘建模準確可信,可用于尾旋過程分析及地面飛行模擬體驗訓練。

        猜你喜歡
        作用點迎角力矩
        論合力的作用點是一個實用的概念
        明確力的三要素 巧作力的示意圖
        連續(xù)變迎角試驗數(shù)據(jù)自適應分段擬合濾波方法
        不同運動狀態(tài)下物體所受摩擦力作用點的分析
        發(fā)動機阻力矩計算和起動機介紹
        山東青年(2016年12期)2017-03-02 18:22:48
        小型力矩電機波動力矩的測量
        綜放支架頂梁外載及其合力作用點位置確定
        中國煤炭(2016年9期)2016-06-15 20:29:53
        彈性負載力矩下舵偏轉(zhuǎn)角度的測量方法
        基于D-最優(yōu)化理論的陀螺儀力矩反饋測試法
        失速保護系統(tǒng)迎角零向跳變研究
        科技傳播(2014年4期)2014-12-02 01:59:42
        精品国产一区二区三区三| 国产片三级视频播放| 精品国产乱来一区二区三区| 永久中文字幕av在线免费| 日本最新一区二区三区免费看| 国产大屁股熟女流白浆一区二区| 亚洲国产免费不卡视频| 免费不卡在线观看av| 日韩精品一区二区亚洲av| 国产超碰人人一区二区三区| 日本久久精品在线播放| 亚洲一区二区三区偷拍厕所| 人人妻一区二区三区| 亚洲AV永久无码制服河南实里| 国产成人精品一区二免费网站| 在线免费观看蜜桃视频| 人禽交 欧美 网站| 色两性网欧美| 2021精品国产综合久久| 在线亚洲国产一区二区三区| 色翁荡熄又大又硬又粗又动态图| 久久久久久好爽爽久久| 高清国产一级毛片国语| 午夜麻豆视频在线观看| 久久国产成人精品av| 黄色视频在线免费观看| 欧美日韩色| 欧美综合区自拍亚洲综合| 伊人婷婷综合缴情亚洲五月| 超碰色偷偷男人的天堂| 国产在线精品一区二区不卡| 在线不卡中文字幕福利| 亚洲av日韩一卡二卡| 中文字幕乱码熟女人妻水蜜桃| 伊人久久综合精品无码av专区| 嗯啊 不要 啊啊在线日韩a| 久久精品亚洲熟女av麻豆| 国精产品一区一区三区有限公司杨 | 欧美手机在线视频| 日产一区日产2区日产| 成人国产精品一区二区视频 |