一、F-16瞬态飞行迎角达110°（论文文献综述）
王奇特[1]（2018）在《合成射流对静态与动态运动的细长体前体涡流动控制研究》文中进行了进一步梳理尖拱形头部特征的飞行器大攻角飞行与机动动作时,在头部将产生非常复杂的非对称旋涡流动,进而诱导产生较大的侧向力与偏航力矩,而此时舵面失效,飞机的横航向稳定性变差极有可能失控或进入尾旋造成飞行事故。因此关于飞行器大攻角飞行与机动动作时头部非对称涡气动特性如何;以及如何连续有效控制头部非对称涡（前体涡）,包括前体涡处于双稳态状态以及动态运动状态时的控制;以及能否通过控制前体涡来改出尾旋、提高飞行器机动性等是本文的研究的重点。合成射流技术具备响应快、零质量流率、结构与操作简单,重量轻等优势,在主动流动控制中被广泛的应用。本文设计了双出口合成射流激励器,进行了不同电压、频率及占空比参数时激励器射流特性的研究,以及细长旋成体静态与动态运动时该激励器对前体涡的控制研究;控制前还进行了细长旋成体静态、动态俯仰振荡与自由圆锥运动时气动特性的研究。本文的主要结论如下:1.基于传统合成射流控制技术,本文提出了交替产生非对称合成射流的控制方案。研究表明双出口合成射流激励器交替产生射流并伴随着涡量与动量的交替产生;激励器具有频率选择特性,共振频率时射流时均速度最大;不同占空比激励时能够形成不同非对称程度的流场分布。2.在较宽的攻角范围内,包括双稳态区,双出口合成射流激励器对前体涡具有较好的控制效果,能够实现细长旋成体侧向力的连续比例控制。控制改变了前体涡双稳态属性,不同频率控制时形成了不同的分布状态:低频控制时形成了前体涡在双稳态之间非定常切换的状态,此时摆动的前体涡完全跟随激励器交替产生的射流;中频控制时由于背涡切换时间小于双稳态转换的时间,形成了前体涡小幅摆动状态;高频控制时,形成了前体涡的准定常对称分布状态。与传统的控制方法不同,双出口合成射流激励器控制连续改变了前体涡的摆动平衡位置,而非调节前体涡在两个稳态上停留的时间比。3.尖拱头部细长旋成体大幅俯仰振荡时会形成侧向力与法向力的迟滞现象,并且迟滞受俯仰角范围与减缩的频率影响较大。根据PIV测得的流场信息可知,细长旋成体动态运动时,背涡的强度、空间位置、涡破裂位置以及非对称流场区域的迟滞等特征导致了细长旋成体气动力的迟滞现象。相对于静态状态,细长旋成体动态下俯时前体涡非对程度增强,前体涡破裂位置以及非对称流场区向前推移形成较大的侧向力,动态上仰时变化规律相反。细长旋成体动态运动时,双出口合成射流激励器对前体涡仍具有控制能力,并能够实现细长体侧向力的大幅削弱与迟滞环几乎消除。4.风洞实验与模型飞机实飞验证分别发现,前体非对称涡会诱使细旋成体绕来流速度矢量旋转形成圆锥运动或进入尾旋。圆锥运动的动壁效应降低了头尖处扰动对前体涡的控制能力,但头尖处的扰动仍然可以实现圆锥运动时侧向力的连续控制、尾旋的改出以及飞行器大攻角飞行时的横航向稳定性与机动性的提高。
杨奔奔[2]（2020）在《无人战机大攻角机动飞行自主控制研究》文中提出本论文以无人战机大攻角机动飞行为背景,研究了无人战机大攻角机动飞行自主控制技术。针对其机动过程中的机体特性及飞行环境的不确定性,提出了基于扰动观测器的无人战机大攻角机动飞行非线性动态逆控制方案及模型参考滑模控制方案,考虑到无人战机的多执行机构,通过选择伪逆法和不动点法相结合及链式递增两种控制分配策略,构建了无人战机机动飞行复合控制器,并通过合理的数值仿真对两种控制方案进行了有效验证。本文的主要工作包括以下几个方面:1)分析无人战机机动飞行过程中的作用力及作用力矩,考虑气动特性及推力矢量,建立了无人战机机动飞行质心运动模型、绕质心转动模型;进而通过合理假设及系数冻结法推导了小扰动线性化控制模型。2)以F16作为无人战机气动数据参考,进而对战机气动特性、操稳特性进行了分析;设置飞行全程推力、攻角、倾侧角指令时序,设计了类Herbst机动的无人战机机动轨迹方案,通过三自由度仿真验证方案合理性。3)基于无人战机非线性动力学模型,由此根据非线性动态逆和奇异摄动理论设计了基于扰动观测器的非线性动态逆控制器,选择伪逆法和不动点法相结合的控制分配方案,构建复合控制器;在扰动/无扰动条件下对控制系统性能进行了类Herbst六自由度仿真验证。4)以机体为二阶振荡环节构建参考模型,通过模型误差及其他干扰项设计了线性滑模控制律,继而设计有限时间收敛的扩张扰动观测器,以链式递增法分配控制力矩,并通过类Herbst六自由度机动仿真对复合控制器性能进行了验证分析。
丽[3]（1994）在《F-16瞬态飞行迎角达110°》文中提出 洛克希德公司的一架装推力矢量喷管的F-16在进行美空军多轴推力矢量（MATV）试验计划中,飞行迎角达到瞬态110°和稳态80°。前者是在一次模仿苏-27所做的“眼镜蛇”机动时达到的,此时,飞机没出现失速和加力燃烧室熄火问题。在MATV计划中,空军打算评价俯仰角/偏航推力矢量系统对改善飞机格斗能力及大迎角特性的效用。
栗英杰[4]（2012）在《直升机飞行模拟器关键技术研究》文中指出近年来，直升机以其独特的性能和机动能力在军用和民用方面有着其它机种不可替代的重要作用，特别是最近，我国已开放低空空域允许私人直升机飞行，因此，对直升机飞行员进行日常飞行训练就变得更加迫切。另一方面，随着虚拟现实技术的发展，飞行模拟器以其安全、节能、经济和高逼真度等优势，已经成为飞行员训练和飞机研发过程中不可缺少的仿真试验设备，本文根据实际科研项目的需要，对直升机模拟器的关键技术问题进行了深入系统的研究，并取得了如下创新性成果。（1）针对仿真应用，建立了直升机飞行的旋翼空气动力学模型。直升机的旋翼桨叶绕桨毂转动时，同时绕水平铰作挥舞运动，此时求旋翼升力将变得十分复杂棘手，并且，国内外鲜有文献对旋翼升力的迭代计算流程进行探讨，本文在对旋翼的空气动力学进行分析时，分别利用动量法和叶素法推导出悬停、垂直上升和下降时旋翼升力的求解公式，并推导出一般飞行状态和垂直起降状态的自然挥舞运动方程；当考虑桨叶的挥舞运动时，利用叶素法分析了叶素力，提出了一种求旋翼对机身产生的升力、侧向力及后向力的八占位法。利用动量-叶素法，推导了理想扭转和线性扭转型桨叶的旋翼升力计算式，给出了此两种叶型针对仿真应用的旋翼升力的迭代计算流程。（2）建立了可同时适用于飞行与着陆仿真的机身动力学模型。在现有的直升机模拟器动力学模型中，多在飞行和着陆时分别采取两个不同的动力学模块，这使得模拟器很难准确反映出直升机着陆或离地瞬间的动态特性。本文在前述直升机飞行的空气动力学模型基础上，将机轮简化为带有粘性阻尼的三维线性弹簧，选取含有耗散函数的拉格朗日方程进行建模，以微小时段下机身的微小位移和转角为广义坐标，建立了集飞行与着陆为一体的六自由度机身动力学模型；基于四阶龙格库塔法，给出了机身位置和姿态角的具体计算流程。（3）结合新搭建的直升机飞行模拟器实验台，编制了直升机动力学仿真与视景仿真软件。利用MultiGen Creator软件建立了地形和直升机的三维视景模型；采用HLA技术框架作为数据通信模块，实现了飞行仿真系统与视景仿真系统之间的数据传输，利用HLA技术中的时间推进机制，有效地解决了视景仿真画面的迟滞性问题；根据传过来的直升机位姿参数，利用视景驱动软件OpenGVS在VC++6.0平台上完成了直升机的实时驱动。从仿真画面上看，系统的跟随性较好，满足了直升机模拟器在视景仿真方面的实时性和逼真度要求。在搭建的直升机模拟器实验平台上对前文提出的旋翼空气动力学理论进行了仿真和验证，通过与实际飞行数据对比，验证了本文提出的空气动力学模型和机身动力学模型的正确性和实用性。最后，在此实验平台上对直升机的典型飞行及着陆动作进行了仿真。论文还做了如下工作：（1）对机身所受的其它气动力进行了建模。详细探讨了旋翼对机身的反扭矩和陀螺力矩、尾桨对机身的气动力，以及悬停和垂直起降时周围空气对机身的气动阻力。（2）制定了模拟器的整体规划方案，同时对视景仿真系统中的视景显示子系统进行了设计。根据模拟器的设计要求，对模拟器进行了整体规划，在确定了视景显示系统的方案后，对球幕投影系统进行了设计。
二、F-16瞬态飞行迎角达110°（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、F-16瞬态飞行迎角达110°（论文提纲范文）
（1）合成射流对静态与动态运动的细长体前体涡流动控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究概述 |
| 1.2.1 细长体背涡结构与特性的研究 |
| 1.2.2 细长体前体涡控制 |
| 1.2.3 大攻角非定常运动研究 |
| 1.2.4 尾旋特性与抗尾旋研究 |
| 1.3 本文主要研究工作 |
| 第二章 模型、实验设备与实验技术 |
| 2.1 模型 |
| 2.1.1 尖拱头部细长体模型 |
| 2.1.2 双出口合成射流激励器 |
| 2.1.3 尖拱前体尾旋飞行验证机 |
| 2.1.4 函数发生装置 |
| 2.2 实验设备 |
| 2.2.1 低速回流开口风洞 |
| 2.2.2 动态俯仰振荡机构 |
| 2.2.3 绕速度轴自由旋转系统 |
| 2.3 实验技术 |
| 2.3.1 气动力测试技术 |
| 2.3.2 压力测试技术 |
| 2.3.3 PIV测试技术 |
| 2.3.4 七孔探针测试技术 |
| 第三章 双出口合成射流激励器设计及其特性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 实验测试平台 |
| 3.2.1 双出口合成射流速度标定平台 |
| 3.2.2 双出口合成射流非定常流场测试系统 |
| 3.3 双出口合成射流激励器工作原理及流动特性 |
| 3.3.1 双出口激励器工作原理 |
| 3.3.2 双出口激励器流动特性 |
| 3.4 双出口合成射流激励器特性研究 |
| 3.4.1 激励器速度向下游发展特性 |
| 3.4.2 激励器频率特性 |
| 3.4.3 激励器幅值特性 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 细长体静态前体涡控制研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 细长旋成体侧向力特性及其攻角分区 |
| 4.3 细长旋成体不同攻角区内表面压力特性 |
| 4.4 组合扰动形式的确定 |
| 4.5 双出口合成射流前体涡的控制效果与分析 |
| 4.5.1 控制频率的影响与机制分析 |
| 4.5.2 控制占空比的影响与机制分析 |
| 4.6 结论 |
| 第五章 细长体大振幅俯仰振荡前体涡特性与控制研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 细长体大幅俯仰振荡实验装置 |
| 5.3 细长旋成体大幅俯仰振荡气动特性 |
| 5.3.1 大幅振荡细长体侧向力迟滞环非对称涡系结构变化 |
| 5.3.2 大幅振荡细长体不同截面侧向力迟滞特性 |
| 5.3.3 大幅振荡细长体不同减缩频率侧向力迟滞特性 |
| 5.4 大振幅振荡双出口合成射流对前体涡的控制 |
| 5.4.1 大幅振荡不同占空比控制截面侧向力特性 |
| 5.4.2 大幅振荡无控制与占空比50%控制流场特性 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 细长体自由旋转“圆锥运动”及抗尾旋试验研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 细长体自由旋转-圆锥运动 |
| 6.3 细长体大攻角绕速度轴自由旋转控制 |
| 6.3.1 微小边条控制 |
| 6.3.2 双出口合成射流激励器控制 |
| 6.4 细长体头部验证机抗尾旋特性研究 |
| 6.5 前体涡控制的其他应用 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 本文主要工作总结 |
| 7.2 本文主要结论 |
| 7.3 本文创新点 |
| 7.4 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的所获奖项发表的学术论 |
（2）无人战机大攻角机动飞行自主控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究目的及意义 |
| 1.2 大攻角机动飞行器发展现状 |
| 1.2.1 俄式战机 |
| 1.2.2 美式战机 |
| 1.3 大攻角机动飞行控制技术研究现状 |
| 1.3.1 非线性动态逆控制方法 |
| 1.3.2 自抗扰反演控制方法 |
| 1.3.3 滑模变结构控制方法 |
| 1.3.4 鲁棒控制方法 |
| 1.3.5 智能控制方法 |
| 1.4 控制分配理论研究现状 |
| 1.5 本文主要内容 |
| 第2章 无人战机飞行动力学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系定义及转换 |
| 2.2.1 坐标系定义 |
| 2.2.2 坐标系转换 |
| 2.2.3 基本运动参数推导 |
| 2.3 作用力/力矩分解 |
| 2.3.1 气动力/力矩分解 |
| 2.3.2 推力/力矩 |
| 2.3.3 重力 |
| 2.4 飞行动力学方程建立 |
| 2.4.1 质心运动学方程 |
| 2.4.2 绕质心动力学方程 |
| 2.4.3 小扰动线性化模型 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 无人战机气动特性分析及大攻角机动轨迹设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 无人战机气动特性分析 |
| 3.2.1 单通道气动特性分析 |
| 3.2.2 多通道间耦合特性分析 |
| 3.3 大攻角机动轨迹设计 |
| 3.3.1 类Herbst机动轨迹设计方案 |
| 3.3.2 仿真分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 基于扰动观测器的无人战机大攻角机动飞行非线性动态逆控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于扰动观测器的非线性动态逆控制器设计 |
| 4.2.1 非线性控制律设计 |
| 4.2.2 扰动观测器设计 |
| 4.2.3 单点仿真 |
| 4.3 基于伪逆法和不动点法的控制力矩分配策略 |
| 4.3.1 伪逆法及不动点法简介 |
| 4.3.2 无人战机优化控制分配策略设计 |
| 4.3.3 仿真分析 |
| 4.4 复合控制器数值仿真分析 |
| 4.4.1 无扰动六自由度仿真 |
| 4.4.2 扰动条件六自由度仿真 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 无人战机大攻角机动飞行模型参考滑模控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 模型参考滑模控制器设计 |
| 5.2.1 模型参考滑模控制律设计 |
| 5.2.2 扩张状态观测器设计 |
| 5.2.3 单点测试 |
| 5.3 基于链式递增法的控制力矩分配方案 |
| 5.3.1 链式递增方法原理 |
| 5.3.2 三通道链式递增控制力矩分配方案设计 |
| 5.3.3 仿真分析 |
| 5.4 复合控制器仿真结果分析 |
| 5.4.1 无扰动六自由度仿真分析 |
| 5.4.2 有扰动六自由度仿真分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间所发表的学术论文 |
| 致谢 |
（4）直升机飞行模拟器关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 选题背景和研究意义 |
| 1.2 直升机飞行模拟器概述 |
| 1.2.1 直升机飞行模拟器分类 |
| 1.2.2 直升机飞行模拟器发展历程 |
| 1.2.3 涉及到的关键技术 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.3.1 旋翼气动力模型的研究现状 |
| 1.3.2 机身动力学模型的研究现状 |
| 1.3.3 视景仿真系统的研究现状 |
| 1.4 直升机模拟器存在的主要技术问题 |
| 1.5 本论文主要研究内容 |
| 第2章 直升机飞行的空气动力学分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 旋翼升力的建模方法 |
| 2.2.1 动量法 |
| 2.2.2 叶素法 |
| 2.2.3 动量-叶素法 |
| 2.3 旋翼对机身的反扭矩 |
| 2.4 旋翼对机身的陀螺力矩 |
| 2.5 尾桨对机身的气动力 |
| 2.6 机身所受的其它的气动力 |
| 2.6.1 悬停气动力 |
| 2.6.2 垂直起降气动力 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 飞行与着陆的机身动力学建模 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 模型的简化与假设 |
| 3.2.1 机身简化模型 |
| 3.2.2 起落架轮胎的简化模型 |
| 3.2.3 大气环境模型 |
| 3.3 坐标系定义 |
| 3.3.1 地面坐标系定义 |
| 3.3.2 机体坐标系定义 |
| 3.4 坐标系变换分析 |
| 3.4.1 姿态角描述 |
| 3.4.2 坐标系变换矩阵 |
| 3.5 几何关系分析 |
| 3.5.1 几何尺寸说明 |
| 3.5.2 关键点的微小位移 |
| 3.5.3 关键点的坐标计算 |
| 3.5.4 轮胎的接地判断 |
| 3.5.5 风速矢量的坐标系转换 |
| 3.6 动力学模型的建立 |
| 3.6.1 拉格朗日方程的选择 |
| 3.6.2 系统的动能 |
| 3.6.3 系统的势能 |
| 3.6.4 系统的耗散能 |
| 3.6.5 广义力计算 |
| 3.6.6 动力学方程 |
| 3.7 模型的数值解法及计算流程 |
| 3.8 本章小结 |
| 第4章 模拟器整体规划及视景仿真系统设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 模拟器设计要求 |
| 4.3 整体规划方案 |
| 4.3.1 飞行仿真系统 |
| 4.3.2 座舱模拟系统 |
| 4.3.3 视景仿真系统 |
| 4.3.4 操纵负荷系统 |
| 4.4 视景仿真系统总体设计 |
| 4.4.1 系统的性能要求 |
| 4.4.2 系统的总体结构 |
| 4.5 视景生成系统 |
| 4.6 视景显示系统设计 |
| 4.6.1 视景显示系统类型及其特点 |
| 4.6.2 视景显示系统方案选择 |
| 4.6.3 球幕投影系统设计 |
| 4.7 地景模型库设计 |
| 4.7.1 建立地形模型 |
| 4.7.2 建立机场模型 |
| 4.7.3 建立直升机模型 |
| 4.8 视景驱动软件设计 |
| 4.8.1 视景驱动软件设计要求 |
| 4.8.2 视景驱动软件选择 |
| 4.8.3 OpenGVS的软件资源结构 |
| 4.8.4 OpenGVS的工作流程 |
| 4.8.5 飞行场景的驱动实现 |
| 4.8.6 地面点坐标的获取和碰撞检测 |
| 4.9 通信模块HLA |
| 4.9.1 HLA的基本框架 |
| 4.9.2 视景联邦成员设计 |
| 4.9.3 视景联邦成员开发的关键技术 |
| 4.10 本章小结 |
| 第5章 关键技术的实验验证 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 实验准备 |
| 5.2.1 实验环境 |
| 5.2.2 实验内容 |
| 5.3 实验系统 |
| 5.3.1 飞行仿真系统 |
| 5.3.2 仪表系统 |
| 5.3.3 视景仿真系统 |
| 5.3.4 操纵负荷系统 |
| 5.4 气动特性验证 |
| 5.5 机身动力学模型验证 |
| 5.5.1 正确性验证 |
| 5.5.2 实时性验证 |
| 5.6 不同飞行动作下的仿真曲线 |
| 5.6.1 俯仰动作 |
| 5.6.2 滚转动作 |
| 5.6.3 垂直起降动作 |
| 5.7 通信模块中插值算法的验证 |
| 5.8 视景仿真画面 |
| 5.9 本章小结 |
| 第6章 全文总结与展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 作者简介及攻读博士学位期间的主要研究成果 |
| 致谢 |
四、F-16瞬态飞行迎角达110°（论文参考文献）
- [1]合成射流对静态与动态运动的细长体前体涡流动控制研究[D]. 王奇特. 南京航空航天大学, 2018(01)
- [2]无人战机大攻角机动飞行自主控制研究[D]. 杨奔奔. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [3]F-16瞬态飞行迎角达110°[J]. 丽. 国际航空, 1994(01)
- [4]直升机飞行模拟器关键技术研究[D]. 栗英杰. 吉林大学, 2012(03)