超压气球飞行过程热特性数值研究

在分析超压气球几何外形、内外热环境和受力等情况的基础上,建立了超压气球几何、热力学和运动学模型。基于该模型,对超压气球上升-驻空过程进行了仿真模拟,得到超压气球飞行高度、内部氦气温度、氦气内外超压、气球体积以及气球飞行速度随时间的变化规律。结果表明:气球在上升过程中,氦气存在严重的"超冷"现象,而在驻空过程中,出现严重的"超热"现象。升速度曲线呈"W"型变化;中午过后,随着太阳辐射的减弱,氦气温度开始下降,但驻空高度维持不变。研究结果为超压气球的设计和研究提供了重要的依据,更好地保证气球在飞行期间的运行安全。     

平流层浮空器保压指标对驻空性能的影响

地面保压试验是综合评估囊体材料性能的重要手段,其设计指标将影响平流层浮空器总体驻空高度与时间的变化范围。以球形超压平流层浮空器为例,建立了驻空高度运动学模型、热力学模型及基于微孔损伤的氦气渗透模型,综合考虑驻空过程中力、热耦合引起的浮空器内部氦气压力、温度和质量等的实时变化,以囊体材料微孔当量直径为桥梁建立了平流层浮空器地面保压指标与驻空高度、驻空时间的耦合关系,通过定量分析不同保压指标下浮空器驻空性能的变化情况,提取影响规律,为保压指标的合理设计提供总体参考。     

在轨服务的相对运动耦合动力学建模与分析

研究在轨服务航天器逼近与捕获目标航天器的相对轨道姿态耦合动力学建模问题。考虑航天器姿态与对接位置的运动耦合,建立目标运行在任意轨道下的相对轨道姿态耦合动力学模型,并对模型中的运动耦合进行深入分析。设计一种非线性的输出反馈姿态控制律,将建立耦合动力学模型与CW方程进行仿真比较,验证轨道与姿态的运动耦合对两航天器对接点之间相对位置的运动影响。     

临近空间飞艇横向稳定性分析

临近空间飞艇由螺旋桨提供偏航控制力矩，空速大时操纵效率低，飞行试验中多次出现偏航通道发散，飞艇稳定性问题凸显。选用HALE-D和HiSentinel两种飞艇，通过CFD仿真方法，得到两种飞艇的静态气动参数，以强迫振荡方法获得其动导数，两种飞艇在计算角度内组合导数均为负值，模型处于阻尼状态；在此基础上，通过飞艇横向稳定性分析获得两种飞艇的稳定区间。结果表明，HALE-D飞艇的横向稳定区间大于HiSentinel飞艇，相同迎角(侧滑角)时，HALE-D飞艇的阻力较大，临近空间飞艇设计需综合考虑阻力、稳定裕度和操纵性之间的平衡。研究结果为临近空间飞艇横向稳定性分析提供了一种方法。     

机动飞行条件下双转子系统动力学建模与响应分析

考虑航空发动机双转子中介轴承的耦合作用及陀螺力矩的影响,利用Lagrange方程建立了机动飞行条件下双转子-滚动轴承支承耦合系统动力学模型，对耦合双转子系统的动力学特性进行了理论与实验研究.结果表明:随着内外转子转速比增大，高压转子振动幅值减小，分岔点处转速增大，最大增幅近67.49%.机动飞行使转子的振动响应幅值增大，出现较多分频.在跃升和横滚飞行姿态下，高压转子响应主要表现为:随着跃升速度增加，高压转子振动幅值明显增加，最大增幅近409.24%，分岔点对应的速度增大；在横滚速度增大时，转子振动特性主要表现为从复杂的运动形态变换到单周期运动形态,转子的振动幅值明显增加.利用基础运动双转子模型实验台对跃升和横滚两种飞行姿态下耦合双转子系统的部分动力学特性进行了实验研究,实验结果与数值模拟结果有较好的一致性，证明了计算结果的正确性.      

净升力对临近空间浮空器上升航迹的影响分析

基于临近空间浮空器动力学与热力学耦合关系,研究分析上升过程飞行航迹与内部气体热性能。建立临近空间浮空器初始充气量模型、热模型和上升过程动力学模型,通过飞行试验验证了数学模型的准确性。仿真计算了某高空科学气球的上升航迹,得到了气球净升力对爆破高度、速度等飞行航迹性能参数的影响,分析了参数变化规律与变化原因。研究结果表明,随着净升力的增加,爆破高度迅速降低,而气球上升速度逐渐上升,且上升速度的增大比爆破高度的减小相对于净升力的变化更加敏感,表明气球的净升力对航迹性能参数存在重要影响。研究结果可为临近空间浮空器设计、试验和应用提供理论参考。     

推力协同的大柔性飞行器纵向姿态控制

为了研究大柔性飞行器飞行/结构耦合动力学特性,提出了改进的面向控制的大柔性飞行器多体模型,开展了大柔性飞行器纵向动力学耦合特性分析与推力协同下纵向姿态控制律设计。采用二面角动态近似描述大柔性飞行器结构动力学特征,并推导了纵向耦合动力学模型。根据改进模型在配平点处的线性化模型,分析了飞行/结构耦合系统的纵向稳定性与结构变形量之间的关系。针对大柔性飞行器姿态稳定与跟踪,设计了纵向姿态控制器。与常规飞行器相比,大柔性飞行器飞行过程中会发生大变形,当载荷较大时,配平构型近似“U”形,此时纵向动力学具有长周期不稳定的特征。分析结果表明:大柔性飞行器各模态之间的耦合程度随着变形的增大而增大。此外,纵向姿态控制需要升降舵与推力协同控制速度和俯仰角并且考虑结构动力学的影响,否则飞行/结构的耦合作用会导致姿态跟踪误差衰减缓慢甚至发散。      

旋转弹气动力建模与飞行轨迹仿真

运用一种自回归滑动平均(ARMA)的时域气动力建模方法,以计算流体力学与刚体动力学(CFD/RBD)耦合仿真的输出结果为样本,对旋转弹的非定常气动力进行建模。利用建立的气动力模型与刚体动力学方程求解模块耦合,实现了旋转弹轨迹的快速仿真,并讨论了不同的建模方式对仿真精度的影响。算例结果表明:采用气动力模型与刚体动力学方程耦合仿真技术可以在不同初始发射条件下进行旋转弹飞行姿态与运动轨迹预测,且与CFD/RBD仿真结果吻合较好,证明ARMA气动力建模方法可以在保证旋转弹轨迹预测精度的同时大幅缩短仿真时间,节省计算资源。     

旋转机翼飞机旋翼飞行动力学模型及配平

论述和建立了旋转机翼飞机在旋翼飞行模式下,低速前飞时飞机的飞行动力学模型。根据飞行特点,建立了低速前飞情形下的简化飞行动力学模型。针对旋转机翼飞机的旋翼特点,在建立模型时,考虑了旋翼旋转引起的下洗流对机体的影响;研究了旋转机翼飞机在低速前飞时的配平,提出了一种简化的计算方法,并以某样机为例,建立模型并配平,验证了模型的正确性;最后,研究了重心位置对前飞时纵向操纵和俯仰姿态的影响。     

热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究

随着流动马赫数和温度的变化，热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数条件下的超燃冲压发动机冷态流动的影响，对三个经典的超燃冲压发动机模型，包括JAXA Ma12-02超燃冲压发动机，DLR超燃冲压发动机，以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机，分别采用三种热力学模型进行模拟，包括量热完全气体模型（对应冻结流动），单温度模型（对应热力学平衡流动）以及双温度模型（对应热力学非平衡流动）。计算结果表明，热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响：从整体上来说，双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后，比单温度模型计算结果靠前；不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近，而随着向下游发展，波系位置的差别逐渐增大，这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果；在发动机前段，双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言，热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。     

深度确定性策略梯度算法用于无人飞行器控制

对深度确定性策略梯度算法训练智能体学习小型无人飞行器的飞行控制策略进行了探索研究。以多数据帧的速度、位置和姿态角等信息作为智能体的观察状态,舵摆角和发动机推力指令作为智能体的输出动作,飞行器的非线性模型和飞行环境作为智能体的学习环境。智能体在与环境交互过程中除了获得包含误差信息的密集惩罚外,也有达成一定目标的稀疏奖励,该设计有效提高了飞行数据的样本多样性,增强了智能体的学习效率。最后智能体实现了从位置、速度和姿态角等信息到控制量的端到端飞行控制,并进行了变航迹点、模型参数拉偏、注入扰动和故障条件下的飞行控制仿真,结果表明智能体除了能有效完成训练任务外,还能应对多种训练时未学习的飞行任务,具有优秀的泛化能力和鲁棒性,该方法具有一定的研究价值和工程参考价值。     

“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统设计

介绍了上海交通大学"天行者"小型无人直升机自主飞行控制系统的设计及实现技术。首先引入了德国柏林工业大学基于牛顿力学建立的小型无人直升机动力学模型,然后基于此模型设计了直升机飞行姿态控制器。之后引入一种针对二次积分模型基于期望响应轨迹设计控制器的控制算法,文中简称为MTC,设计实现了直升机飞行位置的不超调控制和飞行速度控制。实际飞行控制试验结果验证了飞行控制算法的有效性。仿真试验表明,基于MTC算法所设计的飞行导引点方法,可用于实现多航点路径的不减速连续曲线轨迹的飞行控制。     

低空风切变系统建模及其对直升机飞行安全威胁定性分析

系统地建立了含湍流的三维低空风切变模型，并综合分析了其对直升机飞行安全的威胁。建立了微下击暴流风场及大气湍流场组合的风切变模型，在不增加计算量的前提下，选取特征点发展直升机飞行动力学模型，有效捕捉了风切变的切变特性，提高了在风场中的动态响应计算精度。模型配备姿态保持功能的控制增稳系统已符合一般直升机的飞行状态，并改善机体响应。根据风速分布的特点，选取不同飞行速度、不同风场位置进行飞行仿真，定性地对比分析状态量变化与风场对应关系，并且以垂向通道为例，从动力学角度分析验证了响应的理论计算表达式。结果表明：湍流主要导致高频姿态角响应，风切变对飞行状态量变化占主导作用，且垂向风是引起威胁的主要因素，据此提出危险风场规避建议。     

倾转旋翼机的多体运动建模与仿真(英文)

现有的倾转旋翼机建模着重于研究其复杂的气动特性,在飞行动力学运动方程方面则研究不足,均采用了普通固定翼飞机的六自由度刚体动力学方程。然而,倾转旋翼机在过渡模式,旋翼和短舱的倾转使飞机构型产生动态变化,除了造成气动力干扰以外,旋翼和短舱的倾转还会引起重心变化,而且由于高速旋转的旋翼倾转会产生陀螺力矩效应,造成对机体的姿态干扰,采用六自由度刚体动力学方程不能反映由此造成的多体惯性耦合问题。为此,本文提出将旋翼、短舱、机体视为不同运动实体,建立倾转旋翼机的多体动力学方程,以完善其飞行动力学建模。建模过程中首先对各个微元运用牛顿定律和角动量定理,然后对各实体积分得到了惯性系下多体动力学方程,最后通过转换得到机体坐标系下的多体动力学方程组。该方程组在形式上为隐式非线性微分方程组,需首先求解状态微分量的相容初值。然后采用Runge-Kutta-Felhberg积分算法,对隐式非线性微分方程组进行了数值仿真。以XV-15数据为例对模型和仿真算法进行检验,结果表明模型和仿真算法正确。建立的模型和采用的仿真算法对研究倾转旋翼机飞行动力学特性、飞行控制技术、飞行安全问题有重要的理论和实际意义。     

小型无人直升机建模与鲁棒飞行控制研究

以某小型无人直升机为对象,采用分体法分析了机体各部分受力情况。根据力与力矩的平衡关系,获得了无人直升机完整的非线性飞行动力学数学模型。基于所建模型,进行了所有飞行状态下无人直升机的配平计算。根据配平结果,获得了悬停时的线性状态空间模型,在考虑风扰动前提下,采用H∞静态输出反馈控制方法对无人直升机内外回路控制器进行了设计。仿真结果表明,所建模型的配平结果与实际直升机特性基本相符,验证了模型的有效性;H∞综合控制方法较好地实现了对扰动下无人直升机状态的控制,表明该算法具有良好的鲁棒性、解耦性及跟踪特性。     

运输机空投的飞行动力学建模及仿真

针对现代大飞机双列式空投及重型空投的发展现状,建立了全量模型研究空投过程中飞机动态特性问题。考虑空投过程中货物与飞机之间的运动耦合及货物非对称布局的影响,分别选取货物、全机作为独立实体,在惯性系下从牛顿力学基本原理出发,用矢量方法推导空投过程中货物和全机的动力学方程;经过坐标转换,得到动力学方程在体轴系下的形式,并补充运动学方程,使方程组满足封闭性要求,从而建立完整的矢量动力学模型。通过两个仿真算例,分析了飞机与货物运动耦合的影响及双列投放时的飞行特性,验证了模型的合理性。     

连接翼布局纵向控制特性

连接翼布局是高空长航时探测无人机的适宜布局之一。以某大展弦比连接翼布局为例,研究其前/后翼飞行控制特性,包括在纵向姿态和轨迹控制中单独使用前、后翼升降舵的特性和直接升力控制中的协调使用特性。结果表明,虽然定性而言前翼控制对于轨迹响应时间延迟降低有利,但由于内在的慢响应特性,单独前、后翼升降舵控制效果相当;前/后翼协调使用有利于消除俯仰姿态和轨迹的耦合影响,能够有效调整闭环系统零极点,从而调节时间明显缩短;另外,基于输出反馈的特征结构配置方法适宜于直接升力控制律设计,过程直接,得到的结果易实现。这些结果为连接翼飞机飞行控制律设计建立了基础。     

全模颤振风洞试验三索悬挂系统多体动力学分析

全模颤振风洞试验需要通过软支撑系统模拟飞行器的自由飞行状态并调整模型姿态达到配平状态。参考NASA双索悬挂方案，提出了一种两电机驱动的三索悬挂系统，利用后方两索的同向/反向联动实现模型俯仰和滚转姿态的调整，利用弹簧刚度以及钢绳张力设计实现支撑频率要求。基于柔性多体动力学方法，建立了包括飞行器刚体模型、柔性索、滑轮、弹簧、气动力模型、伺服电机控制在内的复杂系统动力学模型，其中，利用任意拉格朗日-欧拉（ALE）变长度索单元描述钢绳，利用不约束物质坐标的索结点约束描述钢绳与滑轮相互作用，利用索结点物质输运速度约束描述伺服电机绞盘，利用飞行力学的气动力模型描述吹风下的气动力。基于该模型，通过小扰动响应辨识研究了弹簧刚度、钢绳张力、连接点位置等因素对支撑频率的影响规律，并分析了系统姿态调整能力，俯仰调整范围达到-12.5°~12.5°，滚转调整范围达到-45°~45°。采用滑轮处电位计测量的钢绳相对位移作为反馈信号，基于设计的控制律利用多体动力学求解器与Simulink对风洞吹风下的姿态调整过程进行仿真，模型达到配平状态，获得了吹风下的索拉力和伺服电机功率，为系统设计提供基础。     

一种微型飞行器的点到点控制分析及实现

针对洛·马公司2008年设计的萨马拉(Samara)微型飞行器，其飞行时机身自转无固定机头，姿态感知依赖独立的视觉跟踪系统，给建模以及控制带来极大挑战问题，同时为了进一步拓展萨马拉的应用，将飞行任务规划为几个子模态以实现点到点的控制。基于控制对萨马拉的动力学模型进行简化，用质心运动刻画平动，用挥舞角运动刻画转动。引入线性自抗扰控制器以补偿简化模型导致的误差，解除系统耦合，增强系统鲁棒性。最终的数值仿真结果与飞行试验数据一致，验证了基于控制的建模方式以及控制方案的有效性。     

无人作战飞机空中加油建模与近距机动控制律设计

针对无人作战飞机(UCAV)空中加油时存在加油机尾流干扰导致相对位置难以保持的问题,基于等效气动效应法建立了UCAV动力学模型,并设计了近距机动最优飞行控制律.将加油机尾流对UCAV的影响等效为平均风速度和风梯度,计算出附加于UCAV的诱导力系数和诱导力矩系数,建立了含尾流扰动的受油机模型.以位置跟踪误差的积分为增广状态,基于加权二次型性能指标设计了近距机动最优飞行控制律.仿真结果表明,UCAV模型能真实地体现尾流对受油机的影响,并通过设计的近距机动控制律可有效实现对加油机相对位置的精确跟踪.