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World File Search System大攻角
F-16 大攻角机动控制... - eucass
非线性动态逆是针对大迎角机动问题研究最多的非线性控制技术。非线性动态逆是一种基于系统动力学逆的反馈线性化方法 [1]。通常，飞机动力学可分为两类：慢速动力学和快速动力学，F-16 也不例外。慢速动力学对于固定翼飞机是相同的，可以使用风轴微分方程推导。另一方面，快速动力学对于每架飞机都是独一无二的，在推导飞机的快速动力学时必须包括空气动力学数据库。本文使用了基于 NASA 兰利和艾姆斯研究中心的 F-16 风洞试验结果的亚音速气动数据库 [1]。该数据库适用于 和每种飞行条件。因此，它是在大攻角区域测试新开发的控制律的合适平台。在 Simulink 环境中开发了 F-16 的 6 自由度数学模型。数学模型包括气动数据库、发动机模型、大气方程和运动方程 [3]、[4]。开发了平飞、爬升、下降和稳定平转飞行条件下的配平算法 [5]。此外，还基于小扰动理论推导出了线性化算法 [6]。为了比较非线性动态逆控制律和线性控制律的性能，设计了横向和纵向运动的线性控制增强系统。采用特征结构分配技术综合了线性控制律。纵向控制器是一种简单的迎角控制指令系统，使用 F-16 飞机的短周期动力学设计而成。横向控制器是一种侧滑和稳定轴滚转速率指令系统，使用 F-16 飞机的线性化横向稳定轴方程设计而成。线性控制器的设计过程最终根据高度和速度安排增益矩阵，以实现全包络有效飞行控制律。使用预定义的大迎角机动对线性和非线性飞行控制律进行了比较。这种机动被定义为快速且同时的俯仰和滚转运动。虽然拉起运动在迎角和之间变化，但滚转运动在倾斜角保持恒定。随着攻角的增大，纵向和侧向动力学无法分离，因此增益调度线性控制器和非线性动态逆控制器的机动能力变得重要。
大攻角操纵品质评级量表
我在此提交一篇由 Chris A. Hadfield 撰写的论文，题为“高攻角操控品质评定量表”。我已检查了该论文的最终电子版形式和内容，并建议接受该论文作为部分满足理学硕士学位（主修航空系统）的要求。
高温下标准模型的超音速风洞试验...
几十年来，人们一直需要进行大攻角高速风洞测试 [1]-[3]。在早期的航天计划中，以及在航天飞机轨道器的研发中，这种能力对于载人太空舱大气再入测试是必不可少的，例如，航天飞机轨道器以 25 马赫和约 40º 的攻角开始大气再入，仅在 4 马赫以下攻角才会降至 20 ° 以下 [4][5]。此外，现代导弹经常在超音速大攻角条件下机动，因此在研发过程中需要对其空气动力学特性进行适当的实验验证。最近开发的许多具有返飞能力的可重复使用运载火箭概念也强调了对超音速大攻角风洞测试的持续需求。人们已经对大攻角空气动力学进行了大量的理论和实验工作 [5]-[8]。此外，工程级预测代码也已扩展，以涵盖高攻角条件 [9]。另一个需要进行高攻角超音速风洞测试的领域是计算流体力学 (CFD)。许多处理高攻角空气动力学的代码正在开发中，主要是为了支持航天飞机、再入舱和类似飞行器的开发。开发人员承认，高攻角空气动力学带来了许多挑战 [10]-[12]。用作这些代码测试用例的实验数据将
高温下标准模型的超音速风洞试验...
几十年来，人们一直需要进行大攻角高速风洞测试 [1]-[3]。在早期的航天计划中，以及在航天飞机轨道器的研发中，这种能力对于载人太空舱大气再入测试是必不可少的，例如，航天飞机轨道器以 25 马赫和约 40º 的攻角开始大气再入，仅在 4 马赫以下攻角才会降至 20 ° 以下 [4][5]。此外，现代导弹经常在超音速大攻角条件下机动，因此在研发过程中需要对其空气动力学特性进行适当的实验验证。最近开发的许多具有返飞能力的可重复使用运载火箭概念也强调了对超音速大攻角风洞测试的持续需求。人们已经对大攻角空气动力学进行了大量的理论和实验工作 [5]-[8]。此外，工程级预测代码也已扩展，以涵盖高攻角条件 [9]。另一个需要进行高攻角超音速风洞测试的领域是计算流体力学 (CFD)。许多处理高攻角空气动力学的代码正在开发中，主要是为了支持航天飞机、再入舱和类似飞行器的开发。开发人员承认，高攻角空气动力学带来了许多挑战 [10]-[12]。用作这些代码测试用例的实验数据将
飞行员的飞行品质...... - CAFE 基金会
3.定义 2 .。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。..3.1 飞机分类和作战任务 2 .........< div> 。。。。。。。....3.2 飞行阶段分类 2 .。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。...... div>........3.3 飞行品质的等级和质量适宜性 2 ...< div> 。。。。。。。。。。。。。。。3.4 参数 2 ．。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。3.4.1 一般术语 2.。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。3.4.2 速度 3 .。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。3.4.3 推力和功率 5.。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。3.4.4 控制参数 6.。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。.........3.4.5 纵向参数 6 .............。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。.3.4.6 横向方向参数 8 ...............................3.4.7 大气扰动参数 16 ............................3.5 大攻角要求中使用的术语 18 ........。。。。。。。。。。。
B-01 SC 和 IM：失速和预定操作... - EASA
背景 A380 配备有低速保护系统，可提供防失速保护，飞行员无法超越该系统。因此，必须调整 JAR 25 变更 15 的要求以考虑此失速保护功能。需要一个特殊条件。以下特殊条件也适用于空客 SA 和 LR 系列，允许将 JAR 25 要求调整为适用于空客飞机上使用的技术。特殊条件 1.定义此特殊条件涉及 A380 的新特点，并使用了 JAR 25 中未出现的术语。应适用以下定义： - 高迎角保护系统：直接自动操作飞机飞行控制装置的系统，将可达到的最大攻角限制为低于会发生空气动力失速的值。 - Alpha-floor 系统：当攻角增加到特定值时，自动增加运行发动机推力的系统。 - 阿尔法极限：在高入射保护系统运行且纵向控制保持在其后部停止的情况下，飞机稳定的最大攻角。 - V min：在高入射保护系统运行时，所考虑的飞机配置中的最小稳定飞行速度。请参阅本特殊条件的第 3 节。 - V min1g：V min 已校正为 1g 条件。请参阅本特殊条件的第 3 节。这是最小校准空速
实时刷新大气数据传感 (RT–FADS) 系统的飞行演示
对于高阿尔法研究飞行器飞行试验，HI-FADS 计算是在飞行后使用遥测到地面的压力数据进行的。为了能够作为实际飞行系统的一部分自主运行，HI-FADS 算法被集成到一个实时系统中，该系统包括压力传感器、计算硬件、机载程序数据存储和飞机仪表系统接口。该系统即实时刷新空气数据传感 (RT-FADS) 系统，在美国宇航局德莱顿 F-18 系统研究飞机 (SRA) 上进行了飞行测试。本文介绍了 RT-FADS 测量系统，包括基本测量硬件、空气数据参数估计算法和确保算法对传感器故障具有容错性的冗余管理方案。本文介绍了系统校准方法以及亚音速、大攻角和超音速飞行状态下的系统性能评估。
AGARD-R-804.pdf - NATO STO
本专题课程旨在介绍战术导弹空气动力学某些领域的当前最新技术。本课程首先概述现代导弹的气动设计。课程涵盖了系统方面、配置、物理方面以及设计阶段使用的方法。介绍之后是关于半经验预测工具的讲座，这些工具仍然是设计工程师的日常工具。数值计算是两个特定主题的主题：完整导弹配置的 Navier-Stokes 计算以及超音速进气口的欧拉和 Navier-Stokes 计算。还包括另外两个讲座：烟火侧向喷射控制和大攻角空气动力学。此外，这是该课程首次将重要部分用于导弹红外辐射的分析和建模。其目的是让空气动力学家了解红外辐射，这对低红外特征导弹设计很有用。每个演示文稿都说明了众多实际应用。
AGARD-R-804.pdf - NATO STO
本专题课程旨在介绍战术导弹空气动力学某些领域的当前最新技术。本课程首先概述现代导弹的气动设计。课程涵盖了系统方面、配置、物理方面以及设计阶段使用的方法。介绍之后是关于半经验预测工具的讲座，这些工具仍然是设计工程师的日常工具。数值计算是两个特定主题的主题：完整导弹配置的 Navier-Stokes 计算以及超音速进气口的欧拉和 Navier-Stokes 计算。还包括另外两个讲座：烟火侧向喷射控制和大攻角空气动力学。此外，这是该课程首次将重要部分用于导弹红外辐射的分析和建模。其目的是让空气动力学家了解红外辐射，这对低红外特征导弹设计很有用。每个演示文稿都通过大量实际应用进行了说明。
无人机航母着陆的建模与仿真 - arXiv
无人机具有提高操作灵活性和降低任务成本的良好能力，我们正在利用固定翼无人机实现的自动航母着陆性能改进。为了展示这种潜力，本文研究了两个关键指标，即基于 F/A-18 大攻角 (HARV) 模型的无人机飞行路径控制性能和降低进近速度。着陆控制架构由自动油门、稳定增强系统、下滑道和进近航迹控制器组成。使用蒙特卡洛模拟在一系列环境不确定性下测试控制模型的性能，包括由风切变、离散和连续阵风以及航母尾流组成的大气湍流。考虑了真实的甲板运动，其中使用了海军研究办公室 (ONR) 发布的海军环境系统表征 (SCONE) 计划下的标准甲板运动时间变化曲线。我们通过数字方式演示了允许成功着陆航母的限制进近条件以及影响其性能的因素。