NUMERICAL SIMULATION OF THE FLOW PAST WING-BODY USING EULER EQUATIONS

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EXPERIMENTAL AND NUMERICAL INVESTIGATIONS OF BOTH FLOW INDUCED CAVITY OSCILLATION AND ITS SUPPRESSION BY ACOUSTIC EXCITATION

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HIERARCHICAL APPROACH AND ITS APPLICATION TO INTEGRATED FLIGHT／PROPULSION CONTROL SYSTEM

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EFFECTS OF WAVEFORM AND FREQUENCY OF CYCLIC LOADING ON CORROSION FATIGUE CRACK PROPAGATION FOR GC－4 STEEL IN 3．5％NaCl SOLUTION

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APPLICATION OF DIRECT BTT GUIDANCE LAW BASED ON NONLINEAR INVERSE SYSTEM THEORY TO INTEGRATED FIRE／FLIGHT SYSTEMS（IFFS）

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SURGE FORECAST FOR AERONAUTICAL ENGINES WITH EXTENDED KALMAN ESTIMATION

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A MODEL FOR THE RELIABILITY ANALYSIS OF STRUCTURE UNDER RANDOM STRESS RANGE LOADINGS（RDCDR MODEL）

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DESIGN OBJECT MODEL AND DESIGN PROCESS MODEL OF COMPUTER AIDED AIRCRAFT CONCEPTUAL DESIGN SYSTEM

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EXPERIMENTAL INVESTIGATION ON CHANGE OF COLDWORKING RESIDUAL STRAIN OF HOLE IN ALUMINIUM ALLOY SHEET

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COMPUTER SIMULATION IN MAN-MACHINE-ENVIRONMENT SYSTEM ENGINEERING

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飞机总能量控制系统的研究Ⅱ─—非线性控制律综合与仿真

在已设计出的飞机总能量控制系统核心环节的基础上,研究了各种高度和速度控制模态下系统的构成和工作原理;研究了各种非线性安全保护功能在系统中的设置与实现;分析了极限推力状态下,飞机质点能量运动的特点;研究了对轨迹和速度的控制优先级的设置与实现技术;最后对此非线性多变量控制系统进行了综合与仿真,得到了满意的设计与仿真结果。     

基于SVM辨识的涡扇发动机全包线稳态控制方法

针对涡扇发动机全飞行包线范围稳态最优控制器的设计问题,首先根据不同飞行条件下发动机各工作状态的稳态“小偏差”线性模型,采用线性二次型调节器(LQR)分别设计得到相应的发动机最优线性控制器参数,然后将所得到的线性控制器用支持向量机方法进行非线性逼近,得到控制器参数的支持向量机辨识模型,以满足发动机全包线、全状态稳态控制的需要.支持向量机模型的输入为飞行高度、马赫数和稳态转速,输出为线性控制器参数.应用实例表明:该方法在全包线范围内对发动机最优稳态控制器的逼近误差均在2%以内,能较好满足控制精度要求.      

无人直升机飞行控制系统设计

基于直升机非线性动力学方程 ,在简化悬停和低速飞行模态的推力扭矩模型的基础之上 ,用多变量线性鲁棒控制、遗传模糊控制和非线性跟踪控制等 3种不同方法 ,设计了飞行控制系统 ,并通过各种飞行仿真验证了飞行控制性能 ,分析与比较了这 3种方法的特点     

飞行器神经元控制系统的研究与设计

提出了一种基于神经元网络的飞行控制系统设计方法 ,该方法设计的神经元飞行控制器具有良好的鲁棒性 ,使飞行器在整个飞行包络内都能保持某种最优的操纵品质。给出的计算机仿真结果显示出神经元网络作为飞行控制器在处理飞行器参数大范围变化的非线性特性方面具有潜在的优良品质     

Variable Structure Control of Catastrophic Course in Airdropping Heavy Cargo

The mathematical model of a transport aircraft would be subjected to a sudden change when heavy cargo is dropped off in airdropping, which exerts serious influences upon the safety of the aircraft. A variable structure controller is specially designed for handling the airdrop process. The nonlinear system is linearized by input-output feedback linearization using differential geometry theories. On this basis, an inner loop system for velocity and attitude tracking control is designed by using the exponentially approaching rule of the variable structure theory. The whole flight control system is integrated with the outer loop flight altitude control. Digital simulation evidences the applicability of the system to potentially catastrophic course in airdropping heavy cargo and provides robustness against system parameter perturbation.     

飞机总能量控制系统的研究Ⅰ——原理分析与系统设计

飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分析了总能量控制的基本思想,建立起包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,然后利用输出反馈和V规范型前馈解耦策略,对此系统进行解耦分析,设计出能实现飞行轨迹与速度间解耦控制的总能量控制律,并确定出系统的设计条件;最后以波音(Boeing)707飞机为对象,进行了具体的系统设计。     

利用神经网络设计航空发动机全包线最优控制器

本文提出一种用神经网络拟合飞行条件、发动机工况与发动机最优控制器参数之间关系, 从而设计适合于全飞行包线范围内发动机最优稳态控制器的方案。该方案可以针对发动机分段线性化模型, 利用成熟的线性控制设计方法设计非线性控制器, 且控制器结构简单、实时性好。仿真结果表明, 所设计的发动机控制系统在整个飞行包线内的设计点及非设计点均具有良好的性能。      

非线性反馈线性化方法在飞控系统中的应用

应用非线性反馈精确线性化方法进行了飞机自动着陆系统设计。首先,用非线性微分方程组表示的飞机纵向控制系统,在经过输入输出反馈线性化以后,可等效为线性系数;然后,用线性的ＰＩＤ控制方法对变换后的线性系统进行了设计;最后,考虑风的干扰,对所设计的飞机自动着陆控制系统进行了数字仿真。仿真结果表明,用反馈线性化方法设计的飞控系统具有良好的性能。     

总能量控制原理在地形跟随飞行控制中的应用

应用总能量控制原理设计了控制飞行高度的地形跟随飞行控制系统,并通过引入飞行高度和飞行速度的偏差控制,基本消除了总能量控制系统存在的稳态误差;引入俯仰角和俯仰角速率反馈回路以增加阻尼,消除俯仰角振荡,最后对该系统进行了解耦性能和地形跟随仿真。结果表明,用总能量原理设计的地形跟随飞行控制系统体现了飞机升降舵和油门杆一体化设计的思想,可实现飞行速度/航迹角的解耦控制,对给定地形可达到良好的跟随效果。     

Dynamics modeling and control of a transport aircraft for ultra-low altitude airdrop

The nonlinear aircraft model with heavy cargo moving inside is derived by using the separation body method, which can describe the influence of the moving cargo on the aircraft attitude and altitude accurately. Furthermore, the nonlinear system is decoupled and linearized through the input–output feedback linearization method. On this basis, an iterative quasi-sliding mode(SM)flight controller for speed and pitch angle control is proposed. At the first-level SM, a global dynamic switching function is introduced thus eliminating the reaching phase of the sliding motion.At the second-level SM, a nonlinear function with the property of ‘‘smaller errors correspond to bigger gains and bigger errors correspond to saturated gains' ' is designed to form an integral sliding manifold, and the overcompensation of the integral term to big errors is weakened. Lyapunovbased analysis shows that the controller with strong robustness can reject both constant and time-varying model uncertainties. The performance of the proposed control strategy is verified in a maximum load airdrop mission.