倾转旋翼飞行器的操纵策略和配平方法

根据倾转旋翼飞行器的构型特点,建立了倾转旋翼飞行器旋翼、机翼、短舱、机身、平尾(含升降舵)和垂尾(含方向舵)的气动力模型,研究了倾转旋翼飞行器的操纵策略以满足直升机模式的悬停/小速度飞行、直升机模式向固定翼飞机模式转换的过渡飞行和固定翼飞机模式的高速飞行,并运用最优方法研究倾转旋翼飞行器在不同飞行速度下作稳定对称飞行时的配平方法.最后以XV-15倾转旋翼飞行器为例,进行各种飞行模式的配平.结果表明:本文所述方法能合理地给出倾转旋翼飞行器在整个稳定飞行速度范围内的操纵量和姿态.     

小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制

研究了倾转旋翼机的飞行数学方程,建立了小型无人倾转旋翼机在直升机,倾转及飞机飞行模式的飞行力学仿真模型,计算得出配平工作点处各通道的操纵量和飞行器的飞行姿态,通过各飞行模式的仿真结果确定了该飞行器的全模式飞行策略,飞行试验表明仿真结果符合倾转旋翼机的飞行特性.最后利用特征结构配置算法对小型倾转旋翼机进行解耦控制,并得到良好的解耦效果.     

倾转旋翼/机翼耦合系统过渡飞行瞬态响应分析

基于多体动力学方法建立倾转旋翼机过渡飞行瞬态响应分析模型,研究过渡飞行状态下倾转旋翼机非线性非定常气弹耦合动力学特性;通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲影响,修正直升机旋翼常规动态入流模型。集成非定常动态入流方程与倾转过渡飞行的多体动力学方程,建立倾转旋翼机过渡飞行状态下时域非定常耦合分析模型。以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例,分析倾转旋翼机倾转过渡飞行瞬态响应时间历程。数值计算表明:本文建立的时域模型能够快速有效分析倾转旋翼机在过渡飞行时的瞬态特性,能够反映倾转旋翼机旋翼/机翼间复杂的气弹耦合动力学关系。     

考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化

为了能在倾转旋翼机单发失效轨迹优化的研究中考虑到驾驶员的反应特性,建立相应的增广飞行动力学模型并进行计算分析。首先,以倾转旋翼机基本纵向刚体飞行动力学模型为基础,建立旋翼拉力系数、旋翼后倒角与操纵杆量之间的关系,并引入延迟环节、惯性环节和操纵速率限制来模拟驾驶员的反应特性,形成适用于倾转旋翼机单发失效轨迹数值优化研究的增广飞行动力学模型。然后,采用直接转换法将轨迹优化对应的最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。最后,以XV-15倾转旋翼机为样机,计算短距起飞单发失效后的最优着陆过程,并与相关文献结果进行对比。对比结果表明:考虑驾驶员的反应特性后,优化得到的状态量、需用功率、拉力系数和旋翼后倒角变化更加柔和,着陆时间和距离有所延长,操纵杆量变化更加合理。除此之外,随着驾驶员感知延迟时间增加,最优着陆过程所需时间会增加,且着陆时触地速度也会增大,但操纵量变化趋势基本一致。考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化可以为驾驶员实施安全着陆提供更加有用的依据。     

自转旋翼机配平及操纵响应特性

分析了自转旋翼机不同于直升机的特点,在考虑了自转旋翼机旋翼转速可变,螺旋桨、垂尾/平尾气动力的基础上,建立了自转旋翼机的飞行动力学模型。在此基础上,根据某中型旋翼机基本参数,对该机进行了配平及操纵响应特性计算。分析结果表明：自转旋翼机的油门开度随前飞速度增加单调递增,方向舵舵角的变化幅度较小;全飞行速度范围内姿态变化很小,尤其是纵向俯仰角;自转旋翼机的横向周期变距操纵功效接近直升机,纵向周期变距操纵功效小于直升机,而方向舵的航向操纵功效比直升机小很多。     

四旋翼倾转飞行器操纵冗余设计

建立了四旋翼倾转飞行器旋翼、机翼、机身的非线性气动模型和飞行动力学模型,并在Matlab/Simulink环境下搭建了仿真模型,根据仿真模型计算各个操纵面的操纵效率,确定了不同状态下各个通道需要用到的操纵方式,结合飞行动力学模型和操纵方式,在纵向通道上进行了全包线的配平计算,表明了操纵策略的可行性。     

自转旋翼/机翼组合构型飞行器飞行动力学特性研究

针对一种自转旋翼/机翼组合构型飞行器的飞行动力学特性进行了研究,通过和样例自转旋翼机的对比,分析了它的配平特性、稳定性及操纵响应方面的一些特点.研究表明通过自转旋翼和机翼的组合运用,本文研究的高速型旋翼机飞行速度显著提高,高速前飞时自转旋翼逐步卸载,其转速逐步下降到了低速前飞时的40%;该高速型旋翼机的浮沉模态在低速阶段不稳定,但周期和倍幅时间比较长,随着前飞速度的增加,各模态均趋于稳定;该高速型旋翼机的纵横向周期变距操纵响应略小于样例自转旋翼机,可以考虑增加襟副翼来改善.     

动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响研究

在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义.     

共轴倾转旋翼性能计算方法

共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器。本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法,并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能。在此基础上,分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势。结论表明:相同来流速度下,当倾转角增大,共轴倾转旋翼的拉力系数减小,功率系数先增大后减小,上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大。     

变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

试飞科目的最优排序问题研究

以试飞科目间总的过渡耗油、耗时最省为性能指标，在建立过渡耗油、耗时计算数学模型的基础上，应用“旅行推销员”问题的ＥＡＳＴＭＡＮ解法及最近相邻点启发性解法两种方法对试飞科目的最优排序问题进行了研究。分析了两种方法的适用范围及限制条件，ＥＡＳＴＭＡＮ解法适用于起点和终点为同一科目的问题，最近相邻点启发性解法则是一种适用于开环问题的工程解法。仿真结果表明，通过合理安排试飞科目次序，可节省试飞耗油，耗时，     

基于FlightGear的飞行数据管理与分析系统

飞行器是一个庞大的复杂系统,其设计与开发需要几轮迭代,而仿真技术在此过程中起着无法替代的作用。开源仿真软件FlightGear主要用于飞行模拟,并不能用于飞行器的系统研发仿真与验证。本文以FlightGear为基础,对其进行了扩展,从而实现了一套集飞行数据管理和分析于一体的软件系统。利用FlightGear接口,开发了以数据采集为主的通信、存储等模块,使扩展系统能够实时、灵活地采集飞行器的参数,并存储于数据库;设计并实现了用于飞行器姿态预测的分析模块,新预测方法提高了姿态参数的预测精度。目前,该扩展系统已用于某飞行器的研发论证中,取得了较好的经济效益。     

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。     

民航机综合飞行性能管理的能量状态方法(英文)

用质点能量状态近似法来研究飞机综合飞行性能管理技求.首先介绍了飞行性能优化的原理和算法,然后讨论了综合飞行轨迹/速度控制系统——总能量控制系统(TECS),并分析与设计了最优轨迹制导算法,它将性能优化结果直接与总能量控制系统联系在一起,形成综合飞 行性能管理系统.对某型运输机模型的设计与仿真结果证明了该系统所获得的满意性能。     

旋翼结构参数及动力学参数对直升机操纵稳定性的影响研究

分析了直升机旋翼的预锥角，预掠角，桨叶根部的约束刚度和阻尼对直升机操纵性和稳定性的影响。旋翼的动力学模型采用有挥舞铰和摆振铰外伸量，桨叶根部在挥舞和摆振两个方向上都带有不弹性约束的形式；旋翼桨盘处的诱导速度分布采用自前向后直线增大的形式。分析结果表明：旋翼的预锥角和预掠角对直升机全朵的稳定性和操纵性的影响可以略去不计，而桨叶银部挥舞方向上的弹性约束刚度对直升机全机的操纵稳定性有较大影响，摆振方向上     

三轴飞行模拟转台实时控制软件的开发

三轴飞行模拟转台可以模拟飞行器在空中的各种飞行动作和姿态，是飞行控制系统地面含实物仿真的关键设备之一。本文讨论ＦＴ型电动三轴飞行模拟转台微机实时控制软件的功能和实现方法。该软件为模块化结构，采用中文菜单显示，Ｃ语言与汇编语言混合编程，实时图形变尺度显示，余度变量，动态刷新，超时中断等技术。实践表明，该软件性能好，工作稳定。     

某型超低空无人机设计特点与关键技术分析

本文着重论述某型超低空无人机的设计特点和主要的关键技术问题。文中首先分析了超低空飞行的环境条件,诸如飞行动压增加,大气紊流加剧,无线电跟踪和测,控、定位困难,电子没备易受干扰等。接着对原型机的不同修形方案在不同高度H,飞行马氏数M下,进行了大气紊流动态响应分析计算。在此基础上,为了寻求缓和过渡过程,改善飞行品质,提高飞行精度,保证飞行安全,确保战术技术指标和要求的技术方案和措施,进行了气动布局选择,飞行轨道设计与计算,飞控系统设计及其参数选取,结构分析与设计,以及试验与试飞等方面的研究工作。科研试飞和定型试飞证明本文所论问题,方案合理,原理正确,措施得当。     

海豚型直升机转弯机动飞行特性研究

本文以能量法研究直升机转弯机动飞行特性，这是评价一架直升机机动性能的基本要素之一。文中以海豚型直升机（直九）为算例，给出能量图和机动图，并利用能量法原理分析了直九机的自动转弯、下降转弯、减速转弯机动飞行特性，计算了各参数对这些转弯性能的影响。     

综合火力/飞行控制系统火飞耦合器设计技术研究

为提高武器的攻击精度、延长可攻击时间，本文建议了IFFC系统中的空-空射击作战模态，研究了火飞耦合器的基本结构及其参数优化设计方法，提出了一种以随机射线优化方法和IFFC系统数字仿真相结合的离线寻优的参数设计策略。在寻找过程中采用了以减小脱靶量为优化准则的目标函数。数字仿真表明，优化后的IF-FC系统的可攻击时间延长了30％，攻击精度提高了约50％。本文所提出的设计准则与方法对其它非空-空射击模态的IFFC系统仍有普遍意义。     

飞机滚转速率振荡指标评定中的不确定性

本文对评定飞机滾转速率振荡特性的规范条款的使用进行了研究。现有规范规定,飞机滚转速率振荡特性可由ε_x(t)曲线的峰谷值来加以评定。本文从ε_x(t)曲线的变化规律中发现,由于ε_x(t)的非线性特性,在特定情况下,对应于ε_x(t)曲线峰谷值状态的ε_x(t)=0的解具有不连续的跳跃现象,这将导致滚转速率振荡指标的计算结果具有不确定性。通过推导计算,本文求得了产生此种突变现象时,传递函数(ε_x)/(δ~x)(s)的零极点位置的变化轨迹线,证实了计算滚转速率振荡特性指标值时存在的不确定性,求得了产生此种现象的具体条件,进而对现有规范中的有关条款提出了建议。