一种适用于直升机概念设计的飞行力学分析方法

为提高直升机概念设计阶段飞行性能计算的准确度,提出一种适用于直升机概念设计阶段的飞行力学分析方法。该方法在直升机配平计算开始之前,预先设定不同飞行状态下机身姿态角的数值,在配平计算过程中把平尾纵向位置和尾桨垂向位置当作未知量,通过调节平尾纵向位置及尾桨垂向位置,使机身姿态与该给定的机身姿态角相等。采用这种方法,当改变总体参数时,可忽略机身姿态改变对飞行性能造成的影响,从而可以分析直升机总体设计参数对飞行性能的影响,并对总体参数进行优化以满足设计技术要求。     

通用航空器飞行轨迹模型研究

目前我国低空空域的改革已经进入深化阶段,为评估低空空域的安全风险,有必要对通用飞机的轨迹进行研究。本文提出了非管制空域内通用航空器的自由飞行轨迹模型。模型根据通用飞机的目标航向和航向周期对通用飞机的水平轨迹进行计算,根据目标俯仰角和俯仰周期对通用飞机的垂直剖面进行计算,并通过几何方法详细计算了通用飞机的转弯轨迹。模型验证显示,该模型产生的通用飞机模拟轨迹,与实际轨迹具有很高的相似程度。模型可为低空空域的安全评估提供支持。     

洛阳机场防相撞应注意的几个问题

介绍了洛阳机场防相撞应注意的几个问题：充分了解和掌握本区域各类飞行动态，保证信息畅通无阻，是防相撞的一个重要环节；航班进离港和本场飞行训练飞机间调配余度，是减少航班和训练飞机间冲突的关键；充分利用强制报告位置点和各类程序的特点，监控飞机位置，防止飞机飞错程序，造成冲突；严格执行条例、条令和间隔规定，杜绝飞行过程中的随意性，是防相撞的根本。     

民机空难相关非定常气动力问题研究

近年来,非定常气动力引起的飞行失控在造成民机空难事故诸因素中名列前茅,已经成为困扰国际民用航空运输发展的一个聚焦点。大气飞行气动力环境本质上是非定常的,而迄今飞机均按定常空气动力学和线性飞行力学原理设计,这就决定了现有民机在真实飞行中必然存在飞行失控之类的安全缺陷。简要介绍近年来国内外飞行失控造成民机发生重大飞行事故的情况,着重阐述采用非定常气动力和非线性飞行力学高新技术减少飞行失控、改进现役民机飞行安全性的研究思路和主要技术途径,旨在推动我国尽快实现减少民机空难事故这一重大目标。     

机翼—平尾组合体的纵向非定常气动力分析

在飞机设计过程中，以前往往只在定常空气动力的基础上进行飞机的稳定性、操纵性计算以及自动系统的设计。在飞行实践中，出现了一些飞行失控现象，这些现象用常规的定常空气动力学理论及其相关的稳定性理论通常难以解释。随着对空气动力学理论认识的不断深入，人们越来越重视非定常空气动力对飞行的影响。在飞行器设计阶段，已经开始考虑非定常空气动力的影响。在一些空气动力学的专著上详细地介绍了非定常空气动力的计算方法，这些计算方法计算精度较高，但其计算复杂。在飞行器初始设计阶段，以及飞行理论教学中，使用那些精确的、复杂的…     

空管自动化系统中飞行数据的处理

空管自动化系统中飞行数据的处理通过飞行数据处理模块(FDP)来实现。FDP模块通过接收航空器飞行进程中的多种信息并加以集成，实现对飞行计划和飞行数据的计算与推算，提供飞机准确的位置信息。本文对FDP主要功能作一简介。     

应用扩展连续算法研究推力矢量飞机动力学特性

应用扩展的分支和连续算法对推力矢量控制飞机的飞行运动力学特性进行了研究。与标准的分支和连续算法不同，扩展后的分支和连续算法可用于计算飞机特定配平状态的连续曲线，所以不仅能获得飞行性能指标，同时可确定飞机的稳定性。本中扩展分支和连续算法被用于检验推力矢量控制律的有效性，确定了飞行包线边界，分析了配平飞行的稳定性的操纵性以及预测飞行偏离。结果表明，扩展连续方法可获得大量的飞行动力学信息，在推力矢量控制飞机的初步设计中具有广泛的应用前景。     

飞行模拟中的飞行动力学仿真平台研究

介绍了适合于飞行动力学仿真的运动方程和飞行动力学仿真中的气动力数据和发动机数据的处理方法,改造了部分运动方程以克服地面运动的奇异性问题,建立了一种可仿真地面风场中运动的起落架数学模型,完成了可模拟飞机空地运动的通用的飞行动力学仿真平台。数值仿真了某双发螺旋桨飞机的爬升和巡航性能,数值仿真结果表明：该仿真系统能处理飞行仿真中的所有的飞行动力学问题,计算过程稳定,克服了飞行动力学仿真中的奇异值问题。     

计算机飞行计划与飞行安全和经济效益的关系

计算机飞行计划（ComputerFlightPlan，简称CFP）已普遍被全世界各大航空公司所使用，我国主要的几大骨干航空公司所飞的国际和地区航线也在使用。计算机飞行计划的主要功能就是根据唤空公司的燃油政策、导航数据、航线政策、高空风温度等一系列参数计算出比较精确的飞行所需油量，以达到减少油耗油，节约成本的目的。计算机飞行计划根据飞机的起飞全重、高空风、发动机性能等选出一个最佳的飞行高度，即最经济的飞行高度。计算机飞行计划根据以上所提到的各种参数经过计算得出最低燃油，这是燃油底限。计算机飞行计划在实际使用中存在很…     

非线性飞行控制律设计中的分支裁剪技术

研究了非线性飞行控制律的全局连续设计方法--分支裁剪技术.该方法以分叉分析和连续算法计算得到的飞行动力学系统平衡图为基础,采用特征结构配置方法设计全局调参的纵、横航向解耦反馈控制律,满足飞行品质要求,从而裁剪偏离运动对应的平衡分支;应用前馈控制修改平衡图的主分支形状,使系统输出根据设计要求跟踪操纵输入指令.控制律设计和仿真计算结果表明,采用分支裁剪技术可以系统把握飞行动力学系统的全局特性,在整个包线范围内便捷地设计初步的飞行控制律,为现代飞行器设计阶段的气动布局评估、控制效能确定、设计参数选择等研究工作提供基础.     

微小型仿生飞行机器人柔性翅的仿生设计与实验研究

自然界昆虫和小鸟翅膀柔性在提高气动效率和飞行稳定性方面具有很大优势,因而翅的柔性仿生研究将成为目前微小型仿生飞行机器人的重要方向.以昆虫翅膀为基础,进行了柔性翅的仿生机械设计,并重点对其柔性进行了分析和实验研究.实验结果表明,柔性翅的展弦比和前缘梁刚度对升力有较大的影响,其中变刚度前缘梁和大展弦比有益于升力的产生.     

输入输出共地的Buck三电平变换器

输入输出共地的Buck三电平变换器开关管的电压应力为输入电压的一半，采用交错控制方式，滤波电感最大可以减小为Buck变换器的滤波电感的1／4。本文详细分析了变换器的工作原理及该变换器的输入输出特性，并解决了飞跨电容电压的控制问题。文中给出了实验结果，验证该变换器以及确保飞跨电容电压为输入电压一半方法的可行性，并进行变换器的动态实验，表明均压电路在输入电压和负载突变过程中依然能保证飞跨电容电压为输入电压的一半。     

直升机三轴增稳改善风切变作用下的飞行品质

探讨了在风切变作用下，带有增稳系统的直升机数学模型的建立；并按国家军标军用直升机飞行品质规范的要求，采用了线性风切变的模型；研究了在正常和恶劣风切变环境下，在海平面悬停状态、前飞状态μ＝０．１，０．２５及前、后重心的情况下，计算自然直升机和带增稳系统直升机的特征根，并进行了等级评定。计算、分析、评定的结果表明，在低空风切变的作用下，带有增稳系统的直升机，除个别长周期模态外，均满足军用直升机飞行品质规范在正常和恶劣两种环境下的等级要求     

昆虫的扑翼轨迹及高升力机理

通过昆虫飞行运动学测试系统测试了约束状态下蜻蜓、独角仙和鸣鸣蝉等3种昆虫飞行时的各项参数,分析了1个周期的扑翼过程、扑翼轨迹和翅膀变形等。蜻蜓的扑翼频率为22±3 Hz,独角仙的扑翼频率为30±5 Hz,鸣鸣蝉的扑翼频率为39±6 Hz;蜻蜓的翼尖轨迹为"8"字形,独角仙为类"8"字形,鸣鸣蝉为椭圆形;发现在下扑和仰旋阶段,翅膀形状近似为伞状,这种伞状效应能有效提高升力。研究昆虫飞行不同拍翅模式下的升力特性对微型飞行器的机动飞行设计有参考意义。     

无人直升机飞控系统设计与应用

论述了将Voyage模型直升机改造成全自主无人直升机的工作。首先,改造了直升机结构,设计了飞控电子设备和基于客户／服务模式的飞控软件和地面站软件;其次,利用扫频数据进行频域辨识,建立了直升机姿态通道的动力学模型;最后,设计了飞行控制律,实现了在悬停和低速下的全自主飞行。     

非合作目标编队飞行耦合动力学建模与六自由度控制

研究了非合作目标编队飞行的相对轨道和相对姿态运动,分析了非合作目标编队飞行的相对位置运动和相对姿态运动的耦合关系;建立了非合作目标编队飞行的六自由度动力学模型;设计了基于指数趋近律滑模控制方法的控制器;并证明了该系统的稳定性.仿真结果验证了六自由度控制的有效性.     

微型仿生扑翼飞行器的尺度效应分析

微型仿生扑翼飞行器是一种新概念的微型飞行器。但它不是对传统飞行器的简单几何缩小,当其特征尺度缩小到一定尺度时,系统内各种因素的相对影响将产生质的变化。针对微型仿生扑翼飞行器的机械扑翼系统,包括微驱动器、仿生翅、运动系统和动力源等,本文进行了尺度效应分析。分析结果表明,当尺寸减小时,仿生飞行更容易实现:通过共振能实现高频运动,微静电、电磁和压电驱动器都能满足扑翼系统功率需求。这为设计和研制微型仿生扑翼飞行器提供了理论依据。     

编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制

采用单个连续小推力推力器以及反作用飞轮作为执行机构的编队卫星相对轨道与姿态耦合控制问题。采用单个连续小推力推力器时,相对轨道控制推力作用时间较长,同时在任意时刻或一段时间内推力矢量不能指向空间任意方向,且其依赖于卫星当前姿态和姿态机动能力;一些编队任务对姿态确定精度有较高要求,为了能够提供较高的姿态测量精度,星敏感器应避免对准太阳,因此姿态动力学的非凸性和非线性使得编队耦合控制问题进一步复杂化。考虑以上约束,采用高斯伪谱法把连续控制问题直接转换成离散形式非线性规划问题。最后以双星编队队形初始化最优控制为例进行数学仿真,结果表明了该方法的有效性和实用性。     

大展弦比飞翼结构形状、尺寸综合优化设计

为了降低无人机机翼的结构重量,对某型大展弦比复合材料飞翼结构进行了形状与尺寸综合优化设计。在形状优化层次重点考虑主承力元件翼梁的位置,尺寸优化主要考虑各元件的几何尺寸。采用NASTRAN进行尺寸优化,并将优化结果作为复合形法进行形状优化迭代的根据。最后对整个结构的优化结果进行了详细有效的分析,可以看出,优化结果符合结构受力特点,减重效果明显。     

任意迎角二维平板的超声速和高超声速俯仰振动导数

应用频率的摄动法,本文得到了任意迎角二维平板机翼的超声速和高超声速俯仰振动导数。该导数是由包括直到缩减频率的五阶项所组成的。数值结果表明高阶项的贡献在较低马赫数或大迎角情况下是很重要的。作为平均迎角趋于零的特殊情况,本文的数值结果与超声速线化的位流理论是一致的,在高超声速情况与活塞理论一致。