复合式直升机螺旋桨操纵策略及耦合配平方法研究

为提高复合式直升机飞行效率，对螺旋桨操纵策略和耦合优化配平计算方法进行了研究。首先，建立了构型适用的飞行动力学模型。然后，将已有的螺旋桨变桨距操纵改为桨距和转速复合操纵策略，采用二次序列规划法进行目标拉力的桨距/转速优化操纵求解；提出了改进的鲸鱼算法与螺旋桨操纵策略耦合求解的配平计算方法。最后，进行了计算及结果分析。研究结果表明：所采用的螺旋桨操纵策略有效地提高了复合式直升机飞行效率，所提出的耦合配平方法解决了由于螺旋桨操纵策略变化给复合式直升机带来的配平问题。     

用于检测操纵面损伤的故障检测滤波器

针对飞行中典型的操纵面损伤故障,以故障检测滤波器为基础,开发了一种建立在离散模型上的快速、稳定的故障检测及诊断算法,可以在几个采样周期内同时精确检测出多个操纵面的损伤程度,故障检测滤波器的稳定性、收敛性也得到证明,具有较好的实用性。几种组合故障下的仿真研究证实了上述结论。     

用于人机耦合振荡探测的操纵振荡特征确定

为了实现人机耦合振荡的在线探测，提出了适于实时计算的滑动窗口Fourier变换递推算法和与人机耦合振荡相关的飞机操纵振荡特征，并通过人机耦合振荡试飞数据的计算，分析了操纵振荡特征的合理、有效性。最后指出拟进一步开展的研究工作及建议。     

倾转四旋翼飞行器操纵策略及配平特性分析

针对倾转四旋翼飞行器机翼与旋翼气动干扰复杂的问题，建立了考虑干扰的倾转四旋翼飞行器飞行动力学模型，提出了倾转四旋翼飞行器在直升机与固定翼模式下的操纵策略，并利用数值仿真方法研究了不同模式下的配平特性。利用小扰动假设提取出直升机小速度前飞状态下的状态矩阵，分析不同前飞速度下的特征根变化趋势，并以典型速度下的配平状态矩阵与操纵矩阵分析了零输入响应与零状态响应特性。仿真结果表明，倾转四旋翼飞行器在小速度前飞状态下俯仰通道较为独立，滚转和偏航通道存在耦合。     

可弯折翼尖在飞翼布局中操纵性能研究

采用经过验证的CFD计算方法,对可弯折翼尖在飞翼布局中的操纵性能进行研究。结果表明,可弯折翼尖是通过侧向力实现横航向操纵的,且进行横航向操纵时对升力、阻力和升阻比的影响都较小。在可弯折翼尖单侧作动时,偏航力矩、侧向力、滚转力矩三者之间存在强烈耦合;在可弯折翼尖两侧反向同步作动时,滚转力矩发生相互抵消,仅侧向力和偏航力矩二者之间存在较强的耦合。可弯折翼尖单侧作动和两侧反向同步作动可形成两种不同的横航向操纵机制。     

直六纵向飞行操纵系统动刚度计算

一、引言 直升机的旋翼不仅是直升机的操纵面,还是直升机的升力面。因此,直升机的性能品质及安全性等等无不与旋翼桨叶及其操纵系统相互作用的耦合动力特性有关。且不难明白在飞行条件下,它即取决于操纵系统中随频率或时间而变化的刚度特性也即动刚度特     

汽车操纵稳定性动力学仿真

汽车在高速或低附着系数路面上转向行驶或受到侧向干扰时,轮胎与地面的侧向附着系数很容易达到附着极限而发生侧滑,从而丧失操纵稳定性.汽车动力学稳定控制系统正是工作于此种工况,通过对车轮主动实施制动,来提高汽车的操纵稳定性.采用ADAMS/Car和MATLAB/Simulink联合仿真方法,对PID控制的整车模型的操纵稳定性进行了联合仿真.通过仿真发现,使用PID控制横摆角速度的VDC系统确实能有效地改善汽车的操纵稳定性,不仅可以保证转向时的稳定性,同时转向灵活性也得到了提高.     

一种操纵面的气动交叉耦合解耦方法

依据飞行器操纵面气动耦合特性给出了一种针对性的解耦方法,并解决了由解耦产生的归一化问题。     

倾转四旋翼飞行器直升机模式操纵策略研究

由于倾转四旋翼飞行器具有特殊的构型,针对直升机模式下的操纵策略,建立了样机的非线性飞行动力学模型并结合试验数据进行了验证,提出了适用于直升机模式的四种操纵方式,对比了不同操纵方式相应的配平值、操纵功效及操纵耦合,随后确定了一组相对合理的操纵方式,解决了倾转四旋翼飞行器在直升机模式下操纵冗余的问题。分析了重心位置对所确定操纵方式的配平特性和操纵功效的影响。结果表明:纵横向通道下总距差动引起的操纵功效比周期变距联动大得多;偏航通道下周期变距差动引起的操纵功效大于总距差动,横向周期变距差动引起的交叉耦合小于纵向周期变距差动;正常重心位置所得到的配平量和交叉耦合最小。      

基于结构网格的操纵面嗡鸣数值研究

利用无限插值法生成结构化动网格,耦合求解欧拉方程与结构方程,分别模拟了二维带操纵面翼型以及三维NASP机翼周围跨音速流动。对二维带操纵面翼型嗡鸣发生时的流场进行了分析,发现操纵面上的激波后会产生巨大的分离区,且分离区的变化过程滞后于激波变化过程,认为缝隙的存在对嗡鸣发生有促进作用;对三维NASP机翼的研究发现操纵面质量比的增加可以延缓嗡鸣发展。     

基于惯量描述的智能飞行控制系统的设计与仿真

讨论了控制机理和力学原理相结合的一种智能控制方法,将这种方法成功地用于智能飞行控制系统的设计。同时,对某型飞机用数字仿真证明了这种方法的有效性。     

高精度激光跟踪系统的综合设计

1.前言 激光跟踪系统是航空航天工程中的重要设备之一。要想建造高精度激光跟踪系统,除了提高有关部件的精度之外,系统的综合设计是一个关键步骤。对于这类系统的综合设计,目前都采用全连续或全离散控制方案,而且不考虑对象未建模动态和子系统间的耦合问题。     

旋转整流器式无刷励磁系统电流线性放大器特性分析

对旋转整流器式无刷发电机的励磁系统的电流线性放大器特性进行了分析。运用了ａｂｃ坐标系统下的电机数学模型对励磁机带桥式整流系统进行了仿真,并进行了实验验证。结果表明：变速运行时,通过合理设计励磁机参数,可基本实现电流线性放大器特性。     

高速再入飞行器的制导与控制系统设计

 针对高速再入飞行器模型的快时变,强耦合,严重非线性的特点,采用反馈线性化方法,设计了自动驾驶仪;同时采用最优制导律设计与理想速度曲线相结合的方法,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后,进行了六自由度仿真,结果表明 :设计的制导律及控制方案是合理、有效的,易于实现。     

基于自抗扰理论的小型四旋翼飞行器姿态控制

针对四旋翼飞行器的强耦合性、非线性、易受外界干扰等控制难点,研究利用自抗扰控制器对四旋翼飞行器进行姿态控制的技术问题。通过牛顿-欧拉方程建立四旋翼飞行器动力学模型,将不确定性、耦合及参数摄动等干扰作为"总和干扰",利用扩张状态观测器进行估计并动态反馈补偿,再利用非线性反馈抑制补偿残差,进行四旋翼飞行器姿态控制仿真实验。结果表明:在存在模型参数摄动和外界扰动的情况下,扩张状态观测器很好地实时估计和补偿了四旋翼飞行器的总和干扰,基于自抗扰的四旋翼飞行器姿态控制系统具有较好的动态品质、稳态精度以及较强的鲁棒性。     

综合火力／飞行控制系统的智能控制与系统仿真

 讨论了综合火力／飞行控制系统的仿人智能控制问题,提出了系统智能耦合器的结构,给出了它的设计。同时对某型飞机用数字仿真证明了这种系统具有优良的控制品质。     

基于神经网络的电动加载系统

 针对电动加载系统中多余力矩的干扰 ,提出了基于RBF(径向基函数 )神经网络的新型复合控制策略 ,与传统的BP神经网络相比 ,没有局部最小问题。由于系统非线性和时变性 ,特别在多余力干扰下传统控制方法如PID很难得到满意的控制效果。提出的复合控制方法主要由神经网络PID和前馈补偿器组成 ,通过仿真与试验 ,控制器有效的减少了多余力矩对系统的影响 ,改善了加载系统的动态性能。     

变后掠机翼电液伺服加载系统的智能控制

 变后掠机翼加载控制系统是一类复杂系统,具有非线性、弱阻尼、强干扰、以及刚性部件和弹性部件互相关联的特征。系统控制的难点表现在:当系统缺乏阻尼的情况下稳定振动、抑制关联干扰,并使得系统具有较高的加载控制精度。本文给出互相关联电液加载系统智能控制具有优良的动态性能和很强的鲁棒性。     

三次样条最佳地形跟随系统的研究

 本文用线性规划法取代二次规划法以实现三次样条最佳航迹的计算,简化了约束条件,且能在原有飞行自动控制系统基础上设计航迹自动跟踪系统,从而大大地减少计算工作量,使得原来无法实现的Funk及Kelly等人的三次样条最佳地形跟随方案十分接近于实时实现条件。混合仿真结果表明。6370m长的最佳航迹可于14.6 s内算完,而飞机飞过这段航迹要用20 s,且这种算法可以保证飞过高度变化范围达1000 m的地形,地形跟随系统的实际高度与参考值的误差不超过10 m,最大法向过载在0～3 g之闻,满足了当前地形跟随系统的基本技术要求。     

一种非线性转速控制系统的稳态误差仿真计算与分析

当输入量较小时(Z≤C₁),稳态误差ess与Δno成正比关系。这是由于输入量较小时,当系统受干扰量作用下的整个调节过程中,反馈活塞即非线性活门的位移量Z始终小于死区C₁,中腔C油路始终关闭,因而随动活塞和反馈活塞象一个刚性活塞一样,以同一速度和方向运动。在这种情况下,非线性控制系统实际上相当线性比例反馈系统,对系统阶跃响应是有误差的。