飛機(jī)系統(tǒng)在集成測(cè)試階段需要面向復(fù)雜應(yīng)用場(chǎng)景,完成全飛行階段的系統(tǒng)動(dòng)態(tài)測(cè)試。飛機(jī)系統(tǒng)地面集成測(cè)試平臺(tái)需要開(kāi)發(fā)大量仿真模型提供激勵(lì),其中氣動(dòng)仿真模型要求具有比較真實(shí)的氣動(dòng)特性。論文針對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)集成測(cè)試平臺(tái)的氣動(dòng)仿真架構(gòu)特點(diǎn)和需求,提出了氣動(dòng)仿真架構(gòu)的改進(jìn)方法,并進(jìn)行了典型氣動(dòng)模型建模和仿真驗(yàn)證。首先,研究了集成測(cè)試平臺(tái)的氣動(dòng)仿真架構(gòu)。分析了包括飛機(jī)仿真模型的機(jī)身、機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)等物理參數(shù)和性能參數(shù),重點(diǎn)對(duì)氣動(dòng)仿真架構(gòu)中發(fā)動(dòng)機(jī)模型,包括推力、轉(zhuǎn)速與油門(mén)桿、馬赫數(shù)等的基本關(guān)聯(lián)關(guān)系和相關(guān)氣動(dòng)特性曲線(xiàn)進(jìn)行研究,通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn),提出了氣動(dòng)仿真架構(gòu)需要解決的技術(shù)問(wèn)題。其次,在集成測(cè)試平臺(tái)原有氣動(dòng)仿真架構(gòu)的基礎(chǔ)上,提出了氣動(dòng)仿真架構(gòu)改進(jìn)方法。通過(guò)氣動(dòng)參數(shù)交聯(lián)關(guān)系建立標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的氣動(dòng)仿真模型,推導(dǎo)適用于不同大氣條件下的氣動(dòng)仿真模型。以發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)仿真模型為例,建立適用于不同大氣條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)模型。通過(guò)對(duì)所建立的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)模型在不同工況條件下進(jìn)行仿真,與實(shí)際數(shù)據(jù)對(duì)比結(jié)果表明,關(guān)鍵參數(shù)相對(duì)誤差在2%以?xún)?nèi)。最后,在改進(jìn)的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)仿真模型基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了飛機(jī)自動(dòng)油門(mén)仿真系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)仿真模型與集成測(cè)試平... 

【文章來(lái)源】：中國(guó)民航大學(xué)天津市

【文章頁(yè)數(shù)】：71 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

氣動(dòng)仿真架構(gòu)圖

升力系數(shù)隨迎角增大而增大，當(dāng)迎角超過(guò)臨界表 2.1 升力系數(shù)(CL)與迎角(AOA)的關(guān)系CL(1) AOA(°) CL(1) AOA(°) -1 2.6 0.3 18.7 -0.9 4.6 0.4 20.7 -0.7 6.6 0.6 22.7 -0.6 8.6 0.7 24.7 -0.4 10.6 0.9 26.7 -0.3 12.6 1 28.8 -0.1 14.6 1.1 30.8 0.1 16.7 1.3

中國(guó)民航大學(xué)碩士學(xué)位論文到外界的干擾使得迎角增大，飛機(jī)抬頭，此時(shí)俯仰力矩系量，控制飛機(jī)低頭，恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)。表 2.2 俯仰力矩系數(shù)(CM)與迎角(AOA)的關(guān)系CM(1) AOA(°) CM(1) AOA(°) -0.22 -0.0 -0.03 17.2 -0.19 2.9 -0.02 20.1 -0.16 5.7 0 22.5 -0.14 8.6 0.04 33.1 -0.1 11.5 0.12 45 -0.07 14.3 0.23

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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[2]航電系統(tǒng)動(dòng)態(tài)綜合測(cè)試技術(shù)研究[D]. 汪亞杰.上海交通大學(xué) 2014
[3]民機(jī)自動(dòng)飛行系統(tǒng)工作模式研究[D]. 楊玉蕾.南京航空航天大學(xué) 2012



本文編號(hào)：3034316