基于渦扇發(fā)動機動態(tài)模型和飛機氣動模型,以艦載機著艦過程為典型剖面,依據(jù)能量法建立飛/發(fā)一體化控制模型,作為艦載機著艦復(fù)飛研究的基礎(chǔ)。模型充分考慮了著陸時的升阻特性、地面效應(yīng)和飛機重量等因素,采用功率提取法改進渦扇發(fā)動機加速控制規(guī)律和供油規(guī)律,并與原控制規(guī)律進行比較,結(jié)果表明新加速控制規(guī)律可以有效減少復(fù)飛所需的甲板滑跑長度和增加著艦重量,為艦載機著艦復(fù)飛方案設(shè)計提供借鑒和參考。 

【文章來源】：燃氣輪機技術(shù). 2020,33(03)

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

飛機受力分析

艦載機著艦過程中, 處在復(fù)雜的氣流環(huán)境下, 除自然風(fēng)場外, 還存在著在艦尾處下沉又經(jīng)海面反射形成的“公雞尾”穩(wěn)態(tài)艦尾流, 艦島后方以及排放煙氣流形成的紊流,等, 這些都對著艦形成干擾。艦載機在著艦過程中,地面效應(yīng)對近地飛行時飛機的迎角、升力、阻力和洗流場都有明顯影響, 而尤以升力效應(yīng)對起飛特性的影響最為明顯[9]。艦載機在飛離甲板瞬間地效升力突然損失, 其升阻關(guān)系必然變化, 在艦載機復(fù)飛時需要對這一現(xiàn)象加以考慮, 這些問題在飛/發(fā)一體化控制模型都做了修正。圖2給出艦載機在考慮地面效應(yīng)后的升力系數(shù)變化量ΔCL隨高度h的變化關(guān)系。由圖2可以看出, 當(dāng)h=9.0 m時, 地效引起的ΔCL可以忽略不計。

在評估分析各航段前, 首先給出飛機飛行的典型任務(wù)剖面, 如圖3所示。在各航段提出明確的技術(shù)指標(biāo)基礎(chǔ)上, 結(jié)合式(6)和式(7)就可以得到航段具體評估式, 作為分析評估的基礎(chǔ)。著艦復(fù)飛過程包括7個階段, 分別為等速下降、減速轉(zhuǎn)彎、水平飛行、最后轉(zhuǎn)彎、最后進場時等角下滑、觸艦滑跑、加速爬升。各個階段滿足在特定條件下形如式(7)的約束關(guān)系,求解約束關(guān)系式。

【參考文獻】：
期刊論文
[1]飛航導(dǎo)彈/渦扇發(fā)動機一體化設(shè)計-約束分析與任務(wù)分析[J]. 陳玉春,劉振德,史亞紅,屠秋野,王曉東.  推進技術(shù). 2006(03)
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[3]艦載飛機逃逸復(fù)飛動力學(xué)特性研究[J]. 勵纓,溫瑋,金長江.  飛行力學(xué). 1994(02)
[4]艦面運動對彈射起飛特性的影響[J]. 王大海,蘇彬.  飛行力學(xué). 1994(01)
[5]地面效應(yīng)對艦載機起飛特性的影響[J]. 張乃平,林國鋒,何植岱.  空氣動力學(xué)學(xué)報. 1992(04)
[6]艦載機彈射起飛及攔阻著艦動力學(xué)問題[J]. 金長江,洪冠新.  航空學(xué)報. 1990(12)

碩士論文
[1]艦載機滑躍起飛模型及其視景的實現(xiàn)[D]. 龐亞華.西北工業(yè)大學(xué) 2007



本文編號：3582037