CN113096448A - 一种教练机起落航线总体设计方法 - Google Patents

一种教练机起落航线总体设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113096448A
CN113096448A CN202110152749.8A CN202110152749A CN113096448A CN 113096448 A CN113096448 A CN 113096448A CN 202110152749 A CN202110152749 A CN 202110152749A CN 113096448 A CN113096448 A CN 113096448A
Authority
CN
China
Prior art keywords
route
stall
flight
landing
trainer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110152749.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113096448B (zh
Inventor
刘嘉
田杰荣
孙阳
张威
崔焰
刘玉杰
刘克
刘剑超
夏润泽
张颖
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Naval Aeronautical University
Original Assignee
Naval Aeronautical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Naval Aeronautical University filed Critical Naval Aeronautical University
Priority to CN202110152749.8A priority Critical patent/CN113096448B/zh
Publication of CN113096448A publication Critical patent/CN113096448A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113096448B publication Critical patent/CN113096448B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/003—Flight plan management
    • G08G5/0039—Modification of a flight plan
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/0047—Navigation or guidance aids for a single aircraft
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09B—EDUCATIONAL OR DEMONSTRATION APPLIANCES; APPLIANCES FOR TEACHING, OR COMMUNICATING WITH, THE BLIND, DEAF OR MUTE; MODELS; PLANETARIA; GLOBES; MAPS; DIAGRAMS
    • G09B19/00—Teaching not covered by other main groups of this subclass
    • G09B19/16—Control of vehicles or other craft
    • G09B19/165—Control of aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Entrepreneurship & Innovation (AREA)
  • Educational Administration (AREA)
  • Educational Technology (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本发明公开一种教练机起落航线总体设计方法，首先确定后续实际营运机型起落航线参数，并确定各个航线参数对应的基准值；并根据确定的航线参数，确定各个航线参数对应的当前教练机航线参数值备选范围；随后确定步骤1中航线参数权重，建立范数归一化航线评价指标函数，确定后续实际营运机型以及当前教练机的失速速度范围及约束条件。最后通过最优算法计算不同着陆重量下教练机航线参数组合，判断航线参数一致性，以着陆重量范围均值为基准确定航线参数。本发明找到一个折衷的结果，既满足教练机安全飞行需要，又要满足起落航线主要关键参数，尽量与未来商用机型一致的要求。

Description

一种教练机起落航线总体设计方法
技术领域
本发明属于飞行训练领域，主要用于飞行起落航线设计与分析。
背景技术
起落飞行训练是飞行学员开展训练的难点和重点。教练机为用于飞行学员训练用的固定翼飞机,如民航的塞斯纳172型飞机等。教练机的起落航线设计极为重要，它直接决定了飞行学员技术生成和操纵行为习惯养成，直接影响着训练效益。优秀的教练机航线设计将显著提高飞行技能正向迁移水平。而一旦教练机航线设计与后续实际营运机型(未来飞行学员从业时，实际执飞机型，如波音737-800型客机等)差异过大，不但飞行技能生成效率低，而且可能产生负向技能迁移，对未来飞行驾驶习惯养成起到反作用。因此教练机起落航线设计极为重要。
教练机起落航线飞行涉及五个边的飞行的高度、转弯坡度、飞行姿态、速度、着陆驾驶方式等各类制约因素，既要保证当前教练机具有一定的安全裕度，又要保证教练机的响应特性、操纵感觉、航线空间尺度与后续实际营运机型一致。因此设计难度较大，长期以来，并没有成熟的教练机航线设计方法用于指导教练机起落航线飞行训练。
综上，有必要提供一种既能保证当前教练机安全飞行，又能尽量在航线设计要素上贴近后续商用机型的起落航线设计方法，解决上述问题。
发明内容
针对上述问题，本发明提出一种教练机起落航线总体设计方法，既可以满足教练机安全飞行需要(参数在安全范围内)，又尽量在航线参数、操纵方式等各方面贴近未来实际营运机型，进而提高训练效率，满足飞行训练要求。
提供的教练机起落航线总体设计方法，具体包括如下步骤：
步骤一：根据需要确定后续实际营运机型起落航线参数，并确定各个航线参数对应的基准值。
步骤二：分析当前教练机航线参数备选范围；
步骤三：运用专家打分及层次分析法确定航线参数权重；
步骤四：建立范数归一化航线评价指标函数；
步骤五：确定飞机失速速度范围及其它约束条件。
步骤六：通过最优算法计算不同着陆重量下教练机航线参数组合；
步骤七：判断航线参数一致性，以着陆重量范围均值为基准确定航线参数。
本发明的优点在于：
1、本发明教练机起落航线总体设计方法，是一种综合考虑教练机各项飞行参数，尽量在航线、操纵方式、起降速度等各方面靠近未来实际营运机型的起落航线设计方法，可为各型教练机起落航线设计提供方法参考。
2、本发明教练机起落航线总体设计方法，既满足教练机飞行安全需要，又能在航线参数设计上尽量贴近未来商用机型，可显著提高训练效率，提高技能正向迁移水平。
3、本发明教练机起落航线总体设计方法，具有普适性，适合各型有人驾驶固定翼教练机起落航线设计。
附图说明
图1为本发明教练机起落航线总体设计方法流程图。
图2为本发明教练机起落航线总体设计方法中教练机起落航线示意图。
图3为本发明教练机起落航线总体设计方法中后续营运机型着陆迎角计算结果示意图。
图4为本发明教练机起落航线总体设计方法中当前教练机着陆迎角计算结果示意图。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
本发明提教练机起落航线总体设计方法，具体步骤如下：
假设教练机起落航线是一种连续转弯航线，即在第一转弯后直接进入二转弯尔后进入第三边飞行，同理在第三转弯后直接进行第四转弯，而后直接进行下滑，如图2所示。
步骤一：考虑飞行安全、机场条件、民航法规等因素，确定后续营运机型起落航线参数，并确定各个航线参数对应的基准值，如表1所示，表1中“待计算”均可通过现有方法计算得到：
表1 航线分析参数表
Figure BDA0002932523970000021
Figure BDA0002932523970000031
表1中：
一边到达预定高度：是指飞机起飞后进入一边飞行的标准高度。
起飞上升角：指飞机起飞过程中的上升角，在具体实施方式中后续营运机型的标准上升角为7度。
到达预定高度飞行速度：指飞机到达预定起飞高度后的飞行速度，在具体实施方式中后续营运机型的标准速度为220km/h。
第一转弯坡度：指飞机起飞后进行一转弯的坡度，在具体实施方式中后续营运机型的标准坡度为20度。
第一转弯速度：指飞机起飞后进行一转弯的飞行速度，在具体实施方式中后续营运机型的标准转弯速度是220km/h。
第一转弯高度：指飞机进行一转弯飞行后的高度，在具体实施方式中后续营运机型的高度是300米。
第二转弯坡度：指飞机起飞后进行二转弯的坡度，在具体实施方式中后续营运机型的标准坡度为20度。
第二转弯速度：指飞机起飞后进行二转弯的飞行速度，在具体实施方式中后续营运机型的标准转弯速度是220km/h。
第二转弯高度：指飞机进行二转弯飞行后的高度，在具体实施方式中后续营运机型的高度是300米。
三边飞行高度：指飞机起落航线在第三边的飞行高度，在具体实施方式中后续营运机型B的高度是300米。
三边飞行速度：指飞机进入第三边飞行的飞行速度，在具体实施方式中后续营运机型的飞行速度是220km/h
三边飞行长度：指飞机进入第三边飞行的飞行距离，在具体实施方式中后续营运机型的三边飞行距离是3500米
第三转弯坡度：指飞机进行三转弯的坡度，在具体实施方式中后续营运机型的标准坡度为20度。
第三转弯速度：指飞机进行三转弯的飞行速度，在具体实施方式中后续营运机型的标准转弯速度是220km/h。
第三转弯高度：指飞机进行三转弯飞行后的高度，在具体实施方式中后续营运机型的高度是300米。
第四转弯坡度：指飞机进行四转弯的坡度，在具体实施方式中后续营运机型的标准坡度为20度。
第四转弯速度：指飞机进行四转弯的飞行速度，在具体实施方式中后续营运机型的标准转弯速度是220km/h。
第四转弯高度：指飞机进行四转弯飞行后的高度，在具体实施方式中后续营运机型的高度是300米。
下滑角：指飞机着陆下滑轨迹与大地平面的夹角，在具体实施方式中后续营运机型的下滑角是3.5度。
下滑速度：指飞机进入下滑道后的飞行速度。在具体实施方式中后续营运机型的基准下滑速度是220km/h。
通常陆基飞机着陆可以采用直线下滑模式和平飘着陆模式两种，表1所列航线参数，是以直线下滑模式为例，还可根据实际需求情况增加其它航线因素，如：三边飞行的迎角、速度、每个转弯的坡度、航线宽度(一边与三边的直线距离)与五边飞行的长度等。如果采用平飘着陆模式，还须考虑拉平速度、拉平高度、襟翼位置等因素。
步骤二：确定当前教练机航线参数备选范围。
根据步骤1中确定的航线参数，确定各个航线参数对应的当前教练机航线参数值备选范围，如表1中所示。教练机航线参数值备选范围可通过对航线参数进行分析计算得到；通常可根据飞行状态进行计算，或根据飞机性能确定。比如飞机的发动机性能、飞机的气动特性决定了飞机的最大上升角度γtkmax。进行当前教练机航线参数值备选范围分析计算所需参数如下表2所示，同时表2中还列出了应用于后续步骤计算所需的实际营运机型航线参数值，表2中“待计算”通过下述步骤四与步骤五方法确定。
表2 飞机参数表
序号 参数名称 符号 后续营运机型 当前教练机 单位
1 机翼面积 S 37 12 2m
2 空气密度 ρ 1.29 1.29 Kg/m<sup>3</sup>
3 升力线斜率 C<sub>Lα</sub> 7.76 5 无量纲
4 基准重量 W<sub>0</sub> 13500 1350 Kg
5 重量范围 W<sub>plane</sub> [13000,14000] [1300，1400] Kg
6 失速迎角 α<sub>s</sub> 15 待计算 度
7 失速速度安全系数 K<sub>stall</sub> 1.15 1.15 无量纲
8 基准速度 V<sub>std</sub> 220 待计算 m/s
9 基准迎角 α<sub>std</sub> 11 待计算 度
其中，机翼面积，是进行空气动力计算的基本参数。在实施例中，后续营运机型机翼面积为37平方米，当前教练机机翼面积为12平方米；
空气密度，在实施例中取密度参数为，1.29Kg/m3。
升力线斜率，是指飞机到达抖动迎角前，飞机升力系数与迎角的比值。在实施例中后续营运机型升力线斜率为7.76，当前教练机升力线斜率为5。
基准重量，指飞机着陆时的标准参考重量，后续营运机型基准重量为13500kg，当前教练机基准重量为1350kg。
重量范围，由于飞机着陆时机内余油、载重等存在差异，因此飞机着陆时，重量会在一定范围内变化。在实施例中，后续营运机型重量范围在13000kg至14000kg之间。当前教练机着陆重量范围在1300kg到1400kg之间。
失速迎角，是指飞机失速时的迎角，实施例中，后续营运机型失速迎角为15度，当前教练机失速迎角为13度。
失速安全系数，是指为保证飞行安全，实际飞行中会对速度和迎角进行限制，确保保留足够的安全裕度。在实施例中失速速度安全系数为1.15。
步骤三：通过专家问卷和层次分析法确定步骤一中的航线参数权重，如表3括号内参数所示：
表3 航线备选参数表
Figure BDA0002932523970000051
Figure BDA0002932523970000061
步骤四：建立范数归一化航线评价指标函数如下式所示
Figure BDA0002932523970000062
其中，f为指标函数，w1i、w2i、w3i分别为一级、二级、三级参数各项参数权重，xA为当前教练机航线参数值备选范围列向量，xAi是当前教练机航线参数的第i个元素，xBi是后续营运机型航线参数基准值的第i个元素，||*||2表示二范数。
则：
f＝||0.2×0.1×0.6×(3500/300)×(xA1-300)||2+||0.2×0.1×0.2×(3500/7)×(xA2-7)||2+||0.2×0.1×0.2×(3500/220)×(xA3-220)||2+||0.2×0.1×0.4×(3500/20)×(xA4-20)||2+||0.2×0.1×0.3×(3500/300)×(xA5-300)||2+||0.2×0.1×0.3×(3500/220)×(xA6-220)||2+||0.2×0.1×0.4×(3500/20)×(xA7-20)||2+||0.2×0.1×0.3×(3500/300)×(xA8-300)||2+||0.2×0.1×0.3×(3500/220)×(xA9-220)||2+||0.2×0.3×0.3×(3500/300)×(xA10-300)||2+||0.2×0.3×0.4×(3500/220)×(xA11-220)||2+||0.2×0.3×0.4×(3500/3500)×(xA12-3500)||2+||0.2×0.1×0.3×(3500/20)×(xA13-20)||2+||0.2×0.1×0.4×(3500/130)×(xA14-130)||2+||0.2×0.1×0.3×(3500/220)×(xA15-220)||2+||0.2×0.3×0.3×(3500/20)×(xA16-20)||2+||0.2×0.3×0.4×(3500/130)×(xA17-130)||2+||0.2×0.3×0.3×(3500/220)×(xA18-220)||2+||0.8×0.4×(-3500/3.5)×(xA19+3.5)||2+||0.8×0.3×(3500/220)×(xA20-220)||2+||0.8×0.2×(3500/7.5)×(xA21-7.5||2 (4)
步骤五：确定后续实际营运机型以及当前教练机的失速速度范围及航线参数的约束条件。
对不同着陆重量下的飞机飞行速度和迎角的组合进行计算，在失速迎角制约下，确定飞行速度范围。
在具体实施方式中，后续营运机型着陆重量范围是[13000kg，14000kg]，当前教练机着陆重量范围是[1300kg，1400kg]。当飞机飞行速度和重量在一定范围内变化时，飞机飞行迎角可按下式计算：
Figure BDA0002932523970000071
式5中，W是飞机着陆重量，g是重力加速度，ρ是空气密度，V是飞行速度，S是机翼面积，CLα是升力线斜率。
后续营运机型着陆迎角计算结果如图3所示；当前教练机不同重量对应的着陆迎角如图4所示。由计算结果可见。重量越大失速速度越大，因此，应以重量上限确定失速速度。假如以比较小的速度作为速度下限，如图4所示，假设V＝135设为速度下限，那么当飞机重量轻时，飞机迎角正好等于失速迎角。但当重量大时，比如1450kg时，那么计算的配平迎角为17度，显然超过了失速迎角。
由此可由下式计算出对应的失速速度
Vstall＝interp1(α，V，αlimit)
其中，Vstall是失速速度，α是计算得到配平迎角，如图3、图4中纵坐标所示，V是计算得到的配平速度，如图3-4横坐标所示，αlimit是失速迎角。Interp1是matlab一维线性插值函数。失速速度计算结果如下所示
Vstall.A＝145km/h (6)
Vstall.B＝190km/h (7)
其中，Vstall.A与Vstall.B分别为当前教练机和后续营运机型失速速度。考虑到实际飞行安全，为确保足够的安全裕度，在实施例中设定失速速度安全系数为1.15，则飞行速度下限分别为Vlim.A＝ceiling(145×1.15)＝167km/h，Vlim.B＝ceiling(190×1.15)＝219km/h。其中ceiling，表示向上取整。由此，确定了表2中所有航线参数范围。即对于后续商用机型着陆下滑飞行速度应大于219km/h，对于教练机着陆下滑速度应大于167km/h。
以失速速度为下限，确定起落航线飞行速度范围航线参数选择问题，可以转换为在定域内及约束条件下，求值使范数最小的优化问题，关于下滑段飞行速度、下滑姿态角、下滑角、下滑段飞机迎角、飞机重量之间的约束关系为：
Figure BDA0002932523970000081
可见约束关系为非线性约束；其余航线参数均需在表1中当前教练机航线参数值备选范围内。
步骤六：通过最优算法计算不同着陆重量下教练机航线参数组合。
在间隔一定重量的每个重量下，通过模拟退火算法等全局优化算法(如：随机搜索法、遗传算法)计算航线飞行参数优化组合。
在具体实施方式中，由于下滑道占的权重最大，同时航线参数基本没有约束，后续营运机型的航线参数基准值都在当前教练机可飞范围内，因此，当前教练机的航线参数计算结果与基准值相同。但在下滑道飞行中，由于有约束限制，因此二者结果不同。如表4所示，为当前教练机着陆重量1350kg时的航线参数计算结果。
表4 当前教练机着陆重量1350kg时的航线参数计算结果
Figure BDA0002932523970000082
Figure BDA0002932523970000091
步骤七：判断航线参数一致性，以教练机着陆重量范围平均值为基准确定航线参数。
比较每一着陆重量下的计算结果。如果在每个重量下，对应的优化解是一致的，那么这个航线参数组合就是待求的教练机起落航线飞行参数解。如果计算结果不一致，则以重量范围平均值为基准，取这一重量对应的优化组合航线参数为最终结果。
比较每一着陆重量下的计算结果。结果表明不同着陆重量下计算结果并不相同，例如比较重量1350kg和1400kg下的下滑道参数如表5所示
表5 重量1350kg及重量1400kg计算结果对照表
Figure BDA0002932523970000092
因此以教练机重量范围平均值为基准，取重量1350kg对应的优化组合航线参数为最终结果如表4所示。

Claims (3)

1.一种教练机起落航线总体设计方法，其特征在于：包括下述步骤：
步骤一：确定后续实际营运机型起落航线参数，并确定各个航线参数对应的基准值。
步骤二：根据步骤1中确定的航线参数，确定各个航线参数对应的当前教练机航线参数值备选范围；
步骤三：确定步骤1中航线参数权重；
步骤四：建立范数归一化航线评价指标函数；
步骤五：确定后续实际营运机型以及当前教练机的失速速度范围及约束条件；
步骤六：通过最优算法计算不同着陆重量下教练机航线参数组合；
步骤七：判断航线参数一致性，以着陆重量范围均值为基准确定航线参数。
2.如权利要求1所述一种教练机起落航线总体设计方法，其特征在于：步骤四中，范数归一化航线评价指标函数如下:
Figure FDA0002932523960000011
其中，f为指标函数，w1i、w2i、w3i分别为一级、二级、三级参数各项参数权重，xA为当前教练机航线参数值备选范围列向量，xAi是当前教练机航线参数的第i个元素，xBi是后续营运机型航线参数基准值的第i个元素，||*||2表示二范数。
3.如权利要求1所述一种教练机起落航线总体设计方法，其特征在于：步骤五中失速速度范围为：
对不同着陆重量下的飞机飞行速度和迎角的组合进行计算，在失速迎角制约下，确定飞行速度范围；
以重量上限确定失速速度：
Vstall＝interp1(α，V，αlimit)
其中，Vstall是失速速度，α是计算得到配平迎角，αlimit是失速迎角。相应的Vstall.A与Vstall.B分别为当前教练机和后续营运机型失速速度，Interp1是matlab一维线性插值函数；考虑到实际飞行安全，为确保足够的安全裕度，当前教练机和后续营运机型飞行速度下限分别为VlimA＝ceiling(Vstall.A×m)，Vlim.B＝ceiling(Vstall.B×m)；其中，ceiling表示向上取整。m为失速速度安全系数。
CN202110152749.8A 2021-02-03 2021-02-03 一种教练机起落航线总体设计方法 Active CN113096448B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110152749.8A CN113096448B (zh) 2021-02-03 2021-02-03 一种教练机起落航线总体设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110152749.8A CN113096448B (zh) 2021-02-03 2021-02-03 一种教练机起落航线总体设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113096448A true CN113096448A (zh) 2021-07-09
CN113096448B CN113096448B (zh) 2022-02-01

Family

ID=76663751

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110152749.8A Active CN113096448B (zh) 2021-02-03 2021-02-03 一种教练机起落航线总体设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113096448B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114967716A (zh) * 2022-04-02 2022-08-30 中国人民解放军海军航空大学 一种基于四元数球面线性插值的固定翼飞机姿态控制方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL7512391A (nl) * 1974-10-22 1976-04-26 Basov Nikolai G Start- en landingsstelsel voor vliegtuigen en werkwijze voor het gebruiken van een dergelijk stelsel.
US3992786A (en) * 1975-02-05 1976-11-23 Grumman Aerospace Corporation Apparatus for sequence training
CN104750947A (zh) * 2015-04-21 2015-07-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种无人机航线库设计方法及该航线库的验证方法
CN106800094A (zh) * 2016-11-28 2017-06-06 中国人民解放军海军航空兵学院 一种飞机着陆监视引导方法
CN107067824A (zh) * 2017-06-06 2017-08-18 南京航空航天大学 基于环境影响的终端区航线网络优化方法
CN107220761A (zh) * 2017-05-24 2017-09-29 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种教练机训练效能评估计算方法
JP2019032661A (ja) * 2017-08-07 2019-02-28 日本電気株式会社 航空管制装置
CN111538255A (zh) * 2020-06-19 2020-08-14 中国人民解放军国防科技大学 一种反蜂群无人机的飞行器控制方法及系统

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL7512391A (nl) * 1974-10-22 1976-04-26 Basov Nikolai G Start- en landingsstelsel voor vliegtuigen en werkwijze voor het gebruiken van een dergelijk stelsel.
US3992786A (en) * 1975-02-05 1976-11-23 Grumman Aerospace Corporation Apparatus for sequence training
CN104750947A (zh) * 2015-04-21 2015-07-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种无人机航线库设计方法及该航线库的验证方法
CN106800094A (zh) * 2016-11-28 2017-06-06 中国人民解放军海军航空兵学院 一种飞机着陆监视引导方法
CN107220761A (zh) * 2017-05-24 2017-09-29 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种教练机训练效能评估计算方法
CN107067824A (zh) * 2017-06-06 2017-08-18 南京航空航天大学 基于环境影响的终端区航线网络优化方法
JP2019032661A (ja) * 2017-08-07 2019-02-28 日本電気株式会社 航空管制装置
CN111538255A (zh) * 2020-06-19 2020-08-14 中国人民解放军国防科技大学 一种反蜂群无人机的飞行器控制方法及系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘克格等: "飞机起落架载荷谱实测与编制方法", 《航空学报》 *
黄俊等: "高级教练机总体设计方案优化选择", 《北京航空航天大学学报》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114967716A (zh) * 2022-04-02 2022-08-30 中国人民解放军海军航空大学 一种基于四元数球面线性插值的固定翼飞机姿态控制方法
CN114967716B (zh) * 2022-04-02 2024-05-03 中国人民解放军海军航空大学 一种基于四元数球面线性插值的固定翼飞机姿态控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113096448B (zh) 2022-02-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110046735B (zh) 基于飞行数据分析的飞机离场燃油消耗评估方法
Hull Fundamentals of airplane flight mechanics
Stahl et al. Mission and aircraft design of FLEXOP unmanned flying demonstrator to test flutter suppression within visual line of sight
CN111192481B (zh) 一种基于碰撞风险的进离场程序无人机管控区边界确定方法
CN110174840A (zh) 利用可变初始俯仰角目标优化起飞期间的爬升性能
CN113895645A (zh) 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法
CN113096448B (zh) 一种教练机起落航线总体设计方法
CN111145597B (zh) 一种基于碰撞风险的飞行航段的无人机管控区缓冲区划设方法
CN106651014A (zh) 一种运输机飞行轨迹优化方法
CN104401504B (zh) 一种固定翼航测型无人机设计方法
O'hara Handling criteria
Caruso Accident Investigation on In-Flight Loss of Control Due to Configuration Change on Piper Arrow
Wang et al. Simulation of a light aircraft encountering a helicopter wake
Kirkman et al. Design Study for a Highly Fuel Efficient Regional Transport
Moidel Development and Validation of Single-Engine General Aviation Aircraft Models within Merlin 521 Motion-Based Flight Simulators
Johansen Conceptual Design for a Supersonic Advanced Military Trainer
CN113345297B (zh) 一种模拟飞机水上起降的数据构建方法
Schubert et al. Super-Midsize Business Jet Candidate Configurations
Valyou et al. Design, optimization, performances and flight operation of an all composite unmanned aerial vehicle
CN118113069A (zh) 基于粒子群算法的双机编队后机路径规划方法
Milosavljevic et al. Preliminary Design of a Long Range, Fuel Efficient High Performance Business Jet
Wilson et al. The Doghouse Plot: History, Construction Techniques, and Application
Avrenli et al. Is “Green Dot” always the optimum engines-out glide speed on the Airbus A320 aircraft?
Torenbeek et al. Aeroplane Performance
Pergamalis Conceptual design, flying and handling qualities of a supersonic transport aircraft.

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant