【摘要】：超機動性能已成為現(xiàn)代殲擊機重要的性能指標之一,但這必然要求殲擊機主動進行大迎角飛行。殲擊機在大迎角飛行時將會出現(xiàn)嚴重的氣流分離現(xiàn)象,而使得其操縱效能急速下降,出現(xiàn)嚴重的不穩(wěn)定現(xiàn)象,如失速和尾旋等。準確預測失控現(xiàn)象以及出現(xiàn)失控后進行快速改出,實現(xiàn)飛行員的無憂慮操作是現(xiàn)代殲擊機氣動布局和控制系統(tǒng)設計的關鍵。本文著重針對尾旋這一失控情形進行了研究,其中包括尾旋的預測研究、尾旋模態(tài)特性和動態(tài)特性研究、尾旋的影響因素和尾旋的邊界研究以及尾旋的改出特性研究等。論文的主要內(nèi)容如下:首先,參照國內(nèi)外關于尾旋研究的相關資料和已有的成果,建立了殲擊機的非線性動力學模型、發(fā)動機模型和大氣模型,并根據(jù)風洞數(shù)據(jù)建立了殲擊機的氣動模型并對所建模型進行了驗證和分析。在所建氣動模型的基礎上設計了方向穩(wěn)定性判據(jù)以n dynC?及橫側操作偏離判據(jù)LCDP,分析了殲擊機在大迎角情況下的穩(wěn)定性問題,為后面尾旋的預測和改出研究提供基礎。其次,根據(jù)所建模型,基于連續(xù)算法求取了不同舵面偏轉情況下的平衡面,并利用分支突變理論對所求取的平衡面進行分析研究,分析了殲擊機大迎角運動特性。在此基礎上結合尾旋運動特性對殲擊機可能存在的尾旋狀態(tài)進行了預測,并通過時間歷程仿真驗證了預測的準確性。然后,針對殲擊機可能出現(xiàn)的尾旋情況進行了細致深入的研究。首先,分析了殲擊機在不同舵偏情況下可能進入的尾旋模態(tài);其次比較了不同尾旋模態(tài)所對應的動態(tài)特性;然后基于分岔理論研究分析轉動慣量和重心位置對尾旋特性的影響。最后,利用可達平衡集的思想求取了繞速度軸滾轉情況下可能出現(xiàn)的尾旋區(qū)域,給出了繞速度軸滾轉的尾旋邊界。接著,在前幾章研究的基礎上,針對傳統(tǒng)尾旋改出律對某些尾旋狀態(tài)改出不成功的情況,首先設計了基于積分滑模的無推力矢量的尾旋改出律,并與傳統(tǒng)尾旋改出律進行了分析比較;然后設計了有推力矢量的尾旋改出律并與無推力矢量的情況進行比較;然后建立的非定常氣動模型并研究了定常氣動模型以及改出指令對尾旋改出的影響。最后,針對考慮推力矢量設計滑模尾旋改出律仍無法改出的情況,設計了基于雙冪次趨近律的單向輔助面滑模的尾旋改出律,并對這些尾旋狀態(tài)進行改出,以驗證雙冪次單向輔助面滑模尾旋改出律的有效性,并比較分析了雙冪次趨近律和單冪次趨近律對尾旋改出的影響。
【圖文】：

圖 3.5 高機動飛機大迎角運動特性圖示迎角，縱坐標表示旋轉角速率。由圖 3.5 可°。此時，迎角范圍已接近失速迎角，可能會的抖振和機翼搖擺現(xiàn)象；當迎角大于 30°時機動時的迎角范圍為50 60 ，已超過

圖 6.1 組合切換面對二維空間的劃空間分別是第0i空間、1i空間、2i空 1 2, 0; , 0i i i i i i ix S x x S x x , 0; , 0x S x x S x x
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V271.41

【參考文獻】

相關期刊論文 前10條

1 張合新;范金鎖;孟飛;黃金峰;;一種新型滑模控制雙冪次趨近律[J];控制與決策;2013年02期

2 涂良輝;周瑛;陳雅麗;章yN;;大迎角動力學特性分析與建模研究[J];航空科學技術;2012年05期

3 涂良輝;周瑛;饒祺;鮑俊卿;;飛機尾旋運動的影響因素分析[J];教練機;2012年02期

4 涂良輝;江積祥;袁建平;;某型高級教練機尾旋特性預測研究[J];飛行力學;2011年05期

5 傅健;吳慶憲;姜長生;程路;;帶狀態(tài)約束的非線性系統(tǒng)單向輔助面滑�？刂芠J];控制與決策;2011年09期

6 陳龍勝;蔣陽;;新一代殲擊機建模及仿真研究[J];南昌航空大學學報(自然科學版);2011年03期

7 孫海生;岑飛;聶博文;劉志濤;;水平風洞模型自由飛試驗技術研究現(xiàn)狀及展望[J];實驗流體力學;2011年04期

8 涂良輝;江積祥;袁建平;章垎;;某型飛機的偏離特性/尾旋敏感性分析[J];科學技術與工程;2010年25期

9 史志偉;尹江輝;明曉;;非定常自由來流對飛機過失速機動特性的影響研究[J];空氣動力學學報;2008年04期

10 祝明紅;王勛年;李寶;劉義信;蔣敏;馬軍;張鈞;;Φ5m立式風洞尾旋試驗技術[J];實驗流體力學;2007年03期

，

本文編號：2554961