非对称因素对舰载机弹射起飞安全的影响

非对称因素会导致舰载机在弹射后出现横航向偏离,并影响其纵向起飞航迹。针对定位偏心、弹射道偏角、甲板横摇等3类扰动因素,开展了这些非对称因素对飞机弹射起飞特性影响规律的理论分析与仿真计算,掌握了飞机在甲板滑跑段的偏航运动特性以及离舰上升段的横航向偏离特性。基于弹射起飞后飞机航迹下沉量与滚转角2项安全性要求,通过仿真计算建立了安全甲板风（WOD）包线,结果表明:安全甲板风包线的下边界由最大航迹下沉量约束,左右边界由最大滚转角限制确定,上边界由最大海面风速决定;定位偏心、甲板横摇等非对称因素将显著缩小安全甲板风包线的风速和风向角范围。      

复杂环境下舰载机弹射起飞环境因素建模分析

舰载机弹射起飞过程复杂,受到甲板运动、舰首气流、地面效应等复杂环境因素的影响.通过构建甲板运动模型、甲板风模型和地面效应模型,描述了弹射起飞过程中复杂的外部环境,并视为附加项加入到常规飞机方程中,建立了舰载机弹射起飞模型.研究表明:地面效应不利于舰载机弹射起飞;甲板风与舰首气流可抑制航迹下沉;舰面运动对舰载机离舰后下沉量影响很大.      

舰载机弹射起飞安全性的影响因素分析

为了全面考察舰载机（CBA）弹射起飞系统的安全性能,在绝对坐标系下,利用自然坐标法,建立了弹射起飞过程的多体耦合动力学模型,结合舰载机弹射仿真曲线,从舰载机加速度和飞行轨迹两方面研究了不同参数对弹射安全的影响规律。仿真结果表明:在弹射滑跑阶段,弹射力对水平加速度影响较大,在自由飞行阶段,发动机推力对水平加速度影响较大,而起飞重量在整个弹射过程对加速度均有明显影响;定力栓临界值的增大对加速度、飞行轨迹影响不大,但需要考虑其带来的结构振动和时延效应;较长的剩余甲板可以增加离舰升力,从而有效减小离舰下沉量;舰船纵摇可引起飞行轨迹大幅下沉,应避免舰船纵摇位移最大的时刻离舰起飞,其中舰船运动引起牵制杆的提前释放也应是控制弹射时间的考虑因素之一;弹射起飞安全性设计是一个多变量寻优过程,单一要素的优化难以得到满意结果,需综合分析各要素的影响。      

变化风场对舰载飞机着舰安全性影响

建立了复杂环境下舰载机进舰着舰的数学仿真模型,并通过大量的仿真计算,研究了舰尾流和侧风风场对舰载机进舰着舰安全性的影响,给出了一定进舰条件下舰载机所能抗御的最大侧风强度.研究结果表明,舰载机在进舰过程中必须通过驾驶员操纵抑制舰尾流扰动,否则将引起较大的着舰偏差,影响着舰安全;对于一定的进舰初始条件,舰载机只能抗御一定强度的侧风,超出允许侧风强度时舰载机将不能成功着舰.     

滑橇甲板助飞的力学机理分析

针对飞机在滑橇甲板上起飞的特点,基于力多边形的变化过程,以及甲板形状对飞机俯仰转动的作用,分析了飞机性能和品质与甲板参数的适配关系,说明了飞机在低速离舰初期迎角建立的力学机理.迎角的建立综合3个方面的效果:曲面甲板提供正向俯仰角速度,使迎角增加;前轮离舰释放载荷、后轮尚未离舰的过程中,甲板支反力提供低头力矩,使离舰初期俯仰角速度减小;离舰初期升力不能平衡重力,加速度指向前下方,轨迹向下弯曲,速度下偏使迎角增加.对航母/舰载机/起落架多体动力学系统进行数值仿真,结果表明分析合理.      

无人直升机自主着舰系统设计及仿真试验

设计了一套包含视觉目标识别单元、目标跟踪器、甲板状态跟踪器和模糊逻辑控制的无人直升机自主着舰系统.视觉系统通过对采集的图像预处理提取出可能的甲板标识区域,然后对此区域计算其仿射不变矩特征集合,对得到的特征集经过模糊识别技术实现对甲板降落区域的识别,并根据矩特征集计算出甲板运动状态信息.目标跟踪器采用了卡尔曼滤波技术,在目标二阶运动方程的基础上设计了跟踪算法.甲板运动状态跟踪器用于在无人直升机的降落期间实现对甲板尤其是触舰瞬间甲板的纵摇、横摇及浮沉状态的预测,该跟踪器采用了改进的卡尔曼多步预测算法.设计了基于模糊逻辑的比例积分控制器,由多个并行的对特定任务实施控制的子控制行为构成.仿真试验结果验证了所提出的算法.在仿真试验中,无人直升机能够正确的识别甲板目标区域,实现了对运动舰船在二维水平面内的跟踪,甲板状态跟踪器能够预测未来1~5个周期内甲板状态,控制器基于目标信息和甲板状态能够正确地引导无人直升机实现安全着舰.     

基于反步控制方法的菱形翼无人机起飞滑跑控制

小型菱形翼无人机起飞滑跑面临着简陋跑道条件带来的干扰和自身非线性因素影响的问题，现有控制方法对无人机起飞滑跑的滚转控制重视不足。针对该问题，以某型菱形翼无人机的起飞滑跑试验为切入点，分析了该布局无人机起飞滑跑面临的问题和菱形翼布局的特点，设计了一种基于反步控制方法的菱形翼无人机地面起飞滑跑控制器。所提控制方法充分考虑了起飞条件带来的干扰及无人机本身非线性因素的影响，对无人机起飞滑跑的航向和滚转进行了有效控制。仿真和无人机起飞滑跑结果表明了所提控制方法的有效性。      

滑跃起飞中机舰参数的适配性分析

通过仿真计算,分析了各主要机舰参数的变化对滑跃起飞安全性的影响;计算出满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合,并总结了适配规律.研究结果表明:飞机起飞质量是滑跃起飞过程中航迹下沉的主要影响因素,增大升降舵预置偏角和滑橇板出口角均可抑制航迹下沉;升降舵预置影响飞行迎角,预置偏角过大会导致飞机失速;滑橇板出口角影响俯仰角速度,当出口角为12°时,俯仰角速度的峰值最小;在适配值集合内,随着飞机起飞质量的逐渐增加,由升降舵预置偏角与滑橇板出口角组成的适配范围逐渐缩小.因此,为了保证滑跃起飞的安全,对于确定的构型和起飞甲板,需要合理地确定舰载机的最大起飞质量.      

欠驱动变质心飞行器的滚偏耦合自抗扰控制

针对单滑块滚控式变质心飞行器的欠驱动问题,提出基于自抗扰思想的控制器,利用横向配置单滑块实现指令滚转角跟踪和侧滑角镇定控制。应用质点系动量矩定理建立了系统姿态动力学模型,分析表明,滚转和偏航通道拥有同一控制输入,且存在滑块惯性和运动耦合,滑块横向偏移会影响偏航通道。为此,设计自抗扰控制（ADRC）器进行滚偏耦合控制,将模型误差、滑块耦合和不确定干扰视作总和扰动,对滚转角跟踪子系统和侧滑角镇定子系统同时进行状态观测和总和扰动动态补偿,该控制器能够较好地抵抗系统内外干扰,且结构简单、易于实现。摄动仿真结果验证了所提控制器的有效性和鲁棒性。      

暖机对舰载机滑跃起飞安全影响分析

针对发动机不暖机会产生推力损失，进而影响舰载机滑跃起飞安全的问题，分析了暖机与不暖机两种情况下舰载机起飞极限重量的差异。建立舰载机滑跃起飞动力学模型，根据滑跃起飞安全准则，利用飞行轨迹最小爬升率不小于零判定起飞极限重量，并在不同甲板风和大气温度下比较两种跑道暖机与不暖机起飞极限重量。结果表明:暖机对105 m短跑道滑跃起飞极限重量影响更大；随着甲板风的增大，舰载机暖机与不暖机滑跃起飞极限重量相对偏差逐渐减小，其中105 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.70%和2.44%，195 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.64%和2.40%；随着大气温度升高，舰载机暖机与不暖机滑跃起飞极限重量相对偏差变化趋势先增大后变缓，其中105 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.79%和2.56%，195 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.69%和2.46%。      

基于数字虚拟飞行的民机侧风着陆地面航向操稳特性评估

基于民机的适航要求,建立了一种基于数字虚拟飞行的侧风着陆地面航向操稳特性评估方法。以着陆滑跑过程中最大机体倾斜角和最大航迹偏移量作为评估的关键参数,依据人机闭环数字飞行仿真计算结果,评估了某大型水陆两栖飞机侧风着陆任务的地面航向操稳特性适航符合性。对于20 kts侧风分量,算例飞机着陆滑跑的机身最大机体倾斜角为3.44°,最大侧向航迹偏差为2.51 m,能够满足适航要求。进一步研究表明,侧风分量大小、道面污染情况均影响侧风着陆的安全性。在干道面上当侧风分量超过30 kts时即会出现地面打转现象;道面污染增加滑跑减速所消耗的跑道长度,同时不利于驾驶员对滑行航向的控制。所提评估方法可应用于民机的概念和方案设计阶段,并为后续开展飞行试验验证等提供理论参考。      

基于高阶LADRC的V/STOL飞机悬停/平移 模式鲁棒协调解耦控制

针对垂直/短距起降（V/STOL）飞机在悬停/平移模式下存在的动力学耦合、推力矢量控制冗余以及易受扰动风影响的问题,提出了一种基于高阶线性自抗扰控制（LADRC）的鲁棒协调解耦控制方法。首先根据V/STOL飞机的概念方案,建立了推力矢量模型和扰动风影响下的非线性悬停/平移运动模型。然后在此基础上,给出了该模式下位置和姿态的协调控制策略,据此通过控制量变换设计了六通道的自抗扰解耦控制律,其中利用LADRC对总扰动的实时估计补偿能力避免了多推力矢量的冗余控制。仿真比较结果验证了LADRC对悬停/平移模式控制的有效性以及对飞机内部参数摄动和外界突风干扰的鲁棒性。      

飞翼布局飞机侧风起降特性

飞翼布局飞机的动态特性与常规飞机相差较大,在侧风起降过程中呈现出新的运动特性。对侧风起降过程中飞翼布局飞机的配平特性与响应特性进行了计算与分析,掌握了其区别于常规飞机的特点,侧风对飞翼布局飞机起降安全影响最严重为侧翻效应;结合新型操纵舵面的操纵特性与使用特性,对飞翼布局飞机起降阶段的效能需求开展了分析;通过对常用的侧风操纵策略进行了仿真计算与对比分析,提出了适用于飞翼布局飞机的侧风起降操纵策略。     

飞机突防飞行非线性解耦控制系统的混合仿真研究

飞机低空突防作地形跟踪／回避飞行时，会出现纵向和横向运动的非线性交叉耦合，利用非疆性逆系统理论和现代最优控制理论可以设计一个飞行控制规律来解开这些耦合，主要讨论了这种线性解耦控制系统的混合仿真，给了用于仿真的数学模型以及仿真方法，对系统有无大气紊流扰动的解耦控制、系统对指令输入的跟踪、飞行品质等方面进行了探讨。结果表明，该控制规律在有无大气紊流影响时都能实现解耦，准确地跟踪期望的三维突防航迹，并具     

偏中心定位对弹射过程中飞机姿态的影响

舰载飞机弹射起飞时,由于航母运动等因素的影响,飞机往往无法与弹射轨道对中.针对这种情况,在考虑航母运动以及起落架缓冲和轮胎弹性的基础上,建立六自由度偏中心定位弹射起飞数学模型,研究了在航母典型运动状态下不同初始偏心距离对弹射起飞过程中飞机姿态的影响,结果表明:初始偏心距离对飞机的偏航运动影响最大,偏航运动的幅度随初始偏心距离的增大而增大;在弹射滑跑过程中,飞机的偏航运动有明显的衰减趋势;弹射杆所承受的侧向弯矩随初始偏心距离的增大而增大.研究结果为舰载飞机的设计提供了一定的理论参考.      

结构受损飞机动力学模型与飞行控制方法

为实现对结构部分受损飞机的安全控制,建立了其动力学模型,通过分析将结构受损飞机的旋转运动分解为正常飞机旋转运动和由于受损引起的扰动运动,将结构受损飞机的控制转化为对扰动等不确定性因素的抑制问题.提出了一种基于扩张状态观测器的轨迹线性化控制方法进行飞行控制律设计,使系统具有较强的鲁棒性.仿真结果表明:当飞机右侧机翼缺损15%半翼展长时,控制系统能实现结构受损飞机的解耦控制,角速度响应能较好地跟踪指令,有效抑制了结构受损带来的不确定性和扰动.     

舰载飞机进舰降落信号员模型建模

舰载机在航母上降落面临着极其复杂的环境,末端进舰阶段需要降落信号员(LSO)的信号指引,在舰载机的人机系统仿真模型中,需要包括LSO的模型.分析了舰载机进舰飞行过程中LSO的作用和行为特征.针对LSO对飞行距离、航迹偏差判断和指令决策的行为特征,采用模糊逻辑建立了相应的行为模型.针对 LSO对舰船运动预测的行为特征,利用神经网络建立其行为模型,对几种典型进舰情况进行仿真,验证 LSO模型的合理性.