无人直升机非线性飞行仿真建模与验证

针对无人直升机飞行仿真,建立了能够满足实时仿真要求的非线性飞行动力学模型。以某型无人直升机为样例,开展飞行控制律设计,完成了悬停机动飞行和小速度飞行的半物理仿真,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明:仿真结果和试验结果吻合,验证了非线性飞行动力学模型的准确性。飞行过程中,直升机姿态能够较好跟踪其设定值,验证了飞行控制参数的合理性。     

小型无人直升机模糊飞行控制系统设计

为了实现小型无人直升机的自主飞行,本文研究了它的飞行控制系统。基于模糊控制技术,根据某小型无人直升机飞行动力学数学模型,设计了模糊控制规则,并研究了模糊规则的表格查询学习算法;通过无人直升机操作手的经验,对模糊规则进行评价,并通过试验进行校正和更改,在此基础上,引入积分环节进一步提高控制系统的性能。     

考虑非理想噪声干扰的直升机飞行动力学模型辨识方法

利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统，并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计 了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法，在此基础上，利用仿真实验数据实现了UH-60直升机纵向飞行动力学模型的辨识与验证。最后，通过与普通最小二乘法的对比验证了本文方法的优越性。      

旋翼飞行器飞行动力学系统辨识建模算法研究

描述了旋翼飞行器飞行力学模型的系统辨识建模算法,从旋翼飞行器飞行动力学建模的共性问题入手,首先采用机理建模的方法分析了旋翼飞行嚣主要气动部件所受气动力.考虑旋翼挥舞运动对旋翼飞行器飞行动力学特性的影响,建立了旋翼飞行器的飞行力学系统辨识参数化模型集.其次以子空间方法辨识初始飞行动力学模型,采用加权频域预报误差法获得最优模型的两步辨识方法解决旋翼飞行器这一非线性不稳定,多输入-多输出系统辨识问题,且所辨识模型与机理模型具有相同的结构.最后对样例直升机的悬停飞行状态模型辨识进行了数值与试飞试验验证,表明了方法的有效性.     

基于子空间法的小型直升机飞行力学模型辨识

研究了直升机飞行力学模型辨识方法。首次将状态子空间系统辨识法应用于直升机飞行力学模型的辨识,并对其进行了改进。通过辨识成功地得到了悬停状态下小型直升机的高阶飞行力学模型,并进行了算例直升机仿真验证。结果表明,状态子空间法辨识具有良好的鲁棒性,不会出现经典辨识算法寻优过程中出现的局部极小现象,以及迭代带来的收敛性问题,对于辨识直升机飞行力学模型是非常适用和有效的。     

碟形轴对称无人直升机总体设计

在研究碟形轴对称无人直升机气动特性的基础上,选择碟形无人直升机总体参数并提出了一个总体方案;给出了碟形无人直升机的飞行性能计算方法;建立了碟形无人直升机飞行动力学模型,分析碟形无人直升机的操纵性和稳定性,并进行飞行仿真验证。结果表明：本文提出的碟形无人直升机的总体设计方案和设计方法是可行的。     

小型无人直升机飞行动力学建模及增稳设计

在分析小型无人直升机的结构布局及飞行特点的基础上，建立了飞行动力学通用结构模型。然后依据通用结构模型，利用飞行实测数据，得到悬停和前飞状态下的辨识模型。在分析辨识模型的动态响应特性后，根据飞行品质规范的要求，采用极点配置技对模型进行了增稳设计，并进行仿真验证。结果表明该增稳器效果良好，应用这种方法建立的小型无人直升机的增稳模型可直接应用于飞行控制系统的设计。     

基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析

将计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）模型与飞行动力学模型相结合， 建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率，CFD模型使用Euler方程作为主控方程，并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代，并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程，最终求得平衡参数。应用所建立的方法，首先进行了算例验证，以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析，为直升机着舰飞行提供参考。     

神经网络在直升机空空导弹攻击中的应用研究

应用神经网络方法研究了直升机发射空空导弹的一些问题。文中首先介绍了直升机空空导弹攻击的火控系统原理；其次，对复杂且不稳定的直升机飞行运动模型设计了模糊神经网络控制器；然后，用BP网络实时计算了直升机发射空空导弹的空中攻击包线；最后，设计了综合火／飞控制系统，并对所设计的整个攻击系统进行了仿真，通过仿真证明满足系统设计要求。在神经网络设计中，采用了变尺度优化算法，提高了算法的速度和精度，对空战的实时应用提供了重要的参数价值。     

基于无限元方法的直升机外部噪声仿真分析

为了准确地模拟直升机飞行中的外部噪声,建立了耦合计算流体力学/计算气动声学(Computational fluid dynamics/Computational aeroacoustics,CFD/CAA)的直升机机外噪声预测方法。气动计算采用CFD方法模拟旋翼、尾桨气动力以及气动干扰;噪声计算采用声学无限元方法,考虑固体边界的声散射效应和大气传播中的声衰减特性。以AC311A直升机为例,开展适航规范要求下的飞越噪声计算和分析。飞行试验结果对比分析验证了本文方法能够有效地用于直升机机外噪声的评估与分析。最后进行了误差分析,为直升机外部噪声评估算法和仿真模型的优化提供参考。     

航空发动机模型参考模糊自学习控制

模型参考模糊自学习控制方法利用一个参考模型作为被控对象的输出性能要求，并且根据参考模型的输出和实际对象的输出间的误差，经过一个逆模糊模型学习产生模糊控制系统的控制规则。本文基于该方法离线构造了某型发动机的模糊控制器，并在发动机的其它状态及飞行包线的其它点进行在线学习校正，以得到期望的性能。仿真结果表明用该方法设计的模糊控制系统获得了满意的控制效果。     

一种直升机的组合智能飞行控制系统的设计

讨论了模糊逻辑控制与神经网络相结合的一种控制方法，给出了一种增益自适应调整的模糊控制方法和ＢＰ网络自适应变步长学习算法，前者提高了系统对参数变化的适应能力，同时也提高了系统的控制精度，改善了系统品质，后者缩短了网络的学习时间，有利于实时控制的实现。这两种方法成功地用于直升机飞控系统的设计。同时，针对某型直升机用数字仿真证明了该方法的优点和良好效果     

基于逆仿真的直升机机动飞行科目数学模型及其应用

逆仿真可以驱动直升机仿真模型完成预定的机动科目,给出完成该机动的操纵输入规律和飞行状态变量的时间历程,因此建立机动科目数学模型是逆仿真的前提。本文提出了一个较通用的直升机机动科目分段函数描述方法,该方法可以对ADS－33E－PRF规定的大部分任务科目建立逆仿真所需的数学模型。以UH－60A“黑鹰”直升机为例,将以该方法所建立的机动科目“转向目标”、“障碍滑雪”数学模型应用于逆仿真,并依照ADS－33E－PRF的有关指标,根据仿真结果对“黑鹰”直升机驾驶品质的某些方面作出了评价,结果表明,该方法建立的数学模型能够真实有效地描述机动科目。     

综合火力／飞行控制系统的模糊控制及其仿真研究

研究了综合火力／飞行控制系统（ＩＦＦＣＳ）的模糊控制问题，首先给出了飞机纵向运动的火力／飞行控制系统的数学模型，然后讨论了基本模糊控制器的结构方案和设计过程，在分析了不同量化因子及比例因子对控制特性的影响后，对基本模糊控制器进行了改进，提出了分段因子模糊控制器和经过一次修正的模糊控制器的设计思想，最后，对包含模糊控制器的ＩＦＦＣＳ进行了计算机仿真。仿真结果表明，对ＩＦＦＣＳ采用模糊控制方法是可行的     

直升机自动过渡悬停飞行控制系统设计

为实现直升机自动过渡悬停功能，在具有优良操纵特性的直升机显模型跟踪控制系统(MFCS)基础上，开发了自动过渡悬停控制系统。根据过渡悬停机动模态的基本要求，设计了高度控制回路，以实现高度通道按抛物线下降，接着进行线性下降并最终过渡到指数拉平。设计了纵向速度控制回路，使速度先按指定的减加速度线性减速，再按指数规律减速至悬停，且两通道之间协调控制，保证当直升机高度接近悬停高度时，纵向速度同步地趋近于零。文中给出了系统结构配置及参数设计方法。仿真表明，本文直升机自动过渡悬停系统具有优良的物理特性。     

神经网络自适应控制在攻击直升机中的应用

研究了神经网络自适应控制在直升机飞行控制系统中的应用。首先将直升机姿态角系统划分为快慢回路 ,并分别采用动态逆方法进行设计 ;针对动态逆方法的优点和不足 ,提出了小波神经网络自适应逆控制方案 ,把BP小波神经网络和基于李亚普诺夫稳定的小波神经网络分别应用于直升机飞行控制系统中 ;最后对典型机动飞行进行了仿真 ,说明小波神经网络方法应用的正确性和有效性。仿真结果证明 ,本文采用的小波神经网络自适应控制方法效果好 ,具有工程应用价值     

关于遗传算法模糊控制的研究

在控制对象的数学模型由于受非线性的时变的影响很难精确确定时，模糊控制是一个比较好的方法，但模糊控制规则易受人的因素的影响而归纳得不完善，并且不能自学习影响了模糊控制的效果。遗传算法可以搜索整个空间，不易陷入局部最优解，不受搜索空间的性假设的约束。可以解决非常困难的寻优问题，本文提出关于遗传算法的模糊控制，使控制规则得到优化，从而改善了控制性能。仿真实例表明这种方法是可行的。     

舰面流场对直升机着舰时悬停操纵的影响

用N-S方程对某型军舰舰面流场流态进行了初步的数值模拟,采用实验数据修正计算结果,并将计算得到的流场叠加到某无人直升机旋翼流场中,初步研究了由于机库等钝体存在而引起的“陡壁”效应对直升机舰面起降时操纵量的影响。最后的计算结果表明,飞行甲板上方由于机库存在引起的垂向气流及其分布对舰载直升机悬停操纵特性影响较大,而侧向分量影响较小。文中着重建立适于工程应用的甲板流场计算简化方法,以用来方便地确定甲板流场和无人直升机着舰时的操纵需求,也可用于舰载直升机起降包络线计算来指导舰载直升机飞行训练