飛機穩定尾旋的改出規律研究

研究穩定尾旋的改出方法,即尋求一種操縱規律,可以使飛機從一種穩定狀態(穩定尾旋)跳到另一處非失速穩定狀態.從系統的全局穩定性觀點出發,構造了李雅普諾夫函數,根據輸入操縱每一時刻該函數增長速度最大條件,保證尾旋改出過程中飛機振蕩狀態的頻率接近其固有頻率,從而求得飛機穩定尾旋的改出規律--振蕩型改出操縱規律.本文用求解飛機運動的六自由度方程的方法計算出尾旋改出的時間歷程,驗證了用簡單的三舵面回中難改出穩定尾旋或改出時間較長,而振蕩型操縱規律可有效改出穩定尾旋.

作 者： 黎先平 Li Xianping   作者單位： 江西洪都航空工業集團有限責任公司飛機設計研究所,南昌,330024  刊 名： 南京航空航天大學學報  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF NANJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS & ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 1999 ""(1)  分類號： V211.4  關鍵詞： 穩定尾旋   全局穩定性   改出規律   振蕩型操縱  

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