基于QAR数据的飞机巡航段燃油流量回归模型

深入分析了波音737-700飞机的QAR数据,确定了影响飞机燃油流量的因素;采用多元线性回归分析方法,建立了该机型巡航段燃油流量模型,利用该模型对飞机巡航段燃油流量进行了验证.对验证精度的评估表明所建立的模型具有较好的验证效果,为航空公司提高燃油消耗监控效率及控制燃油成本提供了参考.     

基于多目标的飞行参数规划模型研究

分析了以飞机的飞行高度和速度为参数,以飞行总时间和燃油消耗为目标的飞行参数规划模型,并解算出此规划模型的最优解和目标函数的最优值。仿真分析结果表明目标函数选取不同,会对模型的最优解和最优值产生影响。此模型可为飞行参数规划研究提供参考。     

飞机复合材料构件成本问题的技术分析及改进措施

复合材料构件的大量采用对减轻飞机重量、降低燃油消耗、延长飞机维修周期,以及改善飞机性能方面作用显著.但是其发展也受到了一定的限制,主要原因是技术问题和成本问题.     

越肩发射前战斗机攻击轨迹研究

越肩发射(OTS)可以增大导弹的截获区.战斗机攻击尾后目标时,为了达到导弹的最佳发射点,提出了一种基于勒让德伪谱法(LPM)攻击轨迹规划方法,实时规划战斗机的攻击轨迹,及时调整飞机状态.首先通过数据链获取目标的运动参数;分析了采用越肩发射方式的攻击轨迹规划问题,建立了攻击轨迹规划最优控制模型;引入勒让德伪谱法将控制模型离散为非线性模型;最后利用snopt工具箱进行了仿真验证.仿真结果表明,该方法可以为战斗机规划一条既能准确发射导弹又满足机动性要求的攻击轨迹.     

FMS巡航阶段的垂直轨迹预测算法及应用

飞机的飞行过程涉及多个垂直飞行阶段,巡航阶段占了绝大部分的飞行时间、飞行距离及燃油消耗,研究飞行管理系统（FMS）巡航阶段的垂直轨迹预测算法,对于提升飞行的经济性、舒适性、安全性是非常重要和必要的。为了满足不同类型飞机之间巡航阶段垂直轨迹预测算法的通用性,提高垂直轨迹预测的精确度和可信度,提出一种适用于巡航阶段的垂直轨迹预测算法。首先,通过计算巡航阶段的速度剖面,构建预测过程中更加符合实际的大气模型;然后基于第一性原理（第一法则）的飞机模型计算所需的巡航燃油流量数据,通过设计的巡航阶段垂直轨迹预测算法逻辑,给出巡航阶段预测的垂直轨迹;最后通过地面仿真试验和空中试飞验证算法的有效性与准确性。结果表明：本文提出的基于第一性原理飞机模型的FMS 巡航阶段垂直轨迹预测算法能够预测飞机的巡航轨迹,且预测精度误差低于1%。     

不同管制方法下空域运行的燃油经济性与仿真分析

为了提高空域运行的燃油经济性,提出了不同管制方案下空域运行的燃油经济性模型,通过仿真实验．对比分析了不同管制方案和飞机群体在空域运行的燃油消耗量。实验结果表明：通过使用该模型可以从管制方法上节省整体空域中飞机群体的燃油消耗,同时证明了该模型的可行性。指出了不同管制方法对空域运行的燃油经济性的影响和空管绩效评估的一项新指标。     

基于飞机模型的性能计算与管理

针对大型飞机巡航段性能优化问题,文中以飞机模型和简化的飞机运动方程为基础,利用飞机的一些基本数据,首先计算出飞机的燃油里程,并在此基础上分别获得最大航程马赫数、远程巡航马赫数和经济巡航马赫数。最后建立了以巡航成本最小、燃油最省和续航时间最长为指标的优化性能数据库,并进行了仿真分析。     

考虑飞机排放因素的飞机巡航性能参数优化方法

巡航是民航飞机主要的飞行阶段,航班飞行中绝大多数的燃油消耗、飞行时间和污染物排放均发生在该阶段。基于国际民航组织（ICAO）基准排放数据和BM2方法,建立了污染物排放量和排放成本计算模型;提出污染物排放价格权重、成本指数排放因子和综合成本指数概念,以改进飞行成本计算模型,考虑污染物排放对飞行成本优化的影响;通过计算分析输入成本指数对性能参数和飞行成本的影响,建立了基于搜索方法的综合成本指数优化流程,并采用Visual Studio予以开发实现;然后计算了综合成本指数飞行的经济效益,以及飞机质量、成本指数和巡航高度对飞行成本的影响。结果表明,选择合适的综合成本指数和巡航高度,可使总飞行成本达到最小,提高运行经济性。与传统巡航相比,在典型情况下采用综合成本指数巡航可以降低相同条件下的总飞行成本的0.15%。     

主动重心控制功能仿真建模与应用

减小飞行阻力、节省燃油消耗,是主动重心控制功能的重要收益之一,对功能方案的迭代和优化设计具有重要影响。基于主动重心控制技术原理和方案,耦合飞控系统模型、自动飞控系统模型、燃油系统模型、气动力模型、发动机模型和飞机六自由度（6-DOF）模型,建立某型飞机主动重心控制功能仿真模型。该模型计及燃油消耗引起的重心变化的影响,在...     

基于Radau伪谱法的无人作战飞机四维轨迹规划

针对无人作战飞机(UCAV)打击时敏目标和多机协同攻击问题,提出一种基于Radau伪谱法(RPM)的无人作战飞机四维攻击轨迹规划方法。在综合考虑UCAV气动力特性、大气环境特性基础上建立了高精度UCAV(3-DOF)质点模型,并设计了约束条件和目标函数;基于动态RCS建立威胁模型,构建了最优控制理论框架的UCAV四维攻击轨迹规划模型;通过RPM将动态RCS威胁下的四维攻击轨迹规划问题转换为非线性优化问题,然后利用SNOPT软件包进行求解。仿真结果表明,该方法能够以较快的速度和较高的精度生成满足多种复杂约束条件的四维攻击轨迹。     

有动力通用再入飞行器的轨迹设计与优化

研究了有动力通用再入飞行器的燃料最优巡航轨迹,将问题转化为求解最优稳态巡航轨迹和最优周期巡航轨迹问题。基于稳态动力学方程求解了全局最优稳态巡航轨迹,采用直接打靶法求解了最优周期巡航轨迹,求解过程均考虑了质量变化。结果表明,与全局最优稳态巡航轨迹相比,在一个周期内,最优周期巡航轨迹在燃料消耗和吸热量两个方面都更具优势,采用超燃冲压发动机和火箭发动机分别可以节省4.75%和3.96%的燃料,吸热量分别减小10.4%和5.9%。     

多频优化与频响优化的结构动力学设计

 本文介绍了飞机研制中的结构动力学设计问题,包括结构多频优化设计及其程序系统SDD1以及结构频响优化设计及其程序系统SDD2,并给出了算例。     

轴流透平级的最佳流型设计方法

把近代最优控制论方法引入轴流透平叶片的设计,在优化的轴流透平子午通道内,建立包括透平级内所有性能参量的最优流型命题的完整的物理模型及其数学表达式,并归化为一个在给定初始状态、自变量终端固定、部分状态变量终端受有约束的条件下,使级的某一性能指标(如级的功率)达到最优的最优控制问题,应用“代价函数法”及“共轭梯度法”编制计算程序,计算得到符合给定约束条件、并使目标函数取极值的最优环量分布,结果是令人满意的。      

反舰导弹最优滑模制导律仿真研究

针对传统比例导引法攻击机动目标的不足,建立了三维空间中反舰导弹和目标的相对运动模型,在研究反舰导弹攻击非机动目标的最优制导律基础上,利用俯仰和偏航两个平面相叠加的方法,结合滑模控制理论设计了工程上易于实现的三维模型下的反舰导弹最优滑模制导律。仿真结果表明,给出的导引律在攻击机动目标时制导精度高、脱靶量小,导引控制过程具有良好的动态性,性能明显优于传统的比例导引律。     

基于最优控制的落角约束攻击设计

针对导弹落角控制和精度控制的矛盾,运用飞行力学原理和最优控制理论,以落地速度倾角作为终端约束,以脱靶量、最小能量为性能指标,给出了一种适用于攻击地面目标的最优导引律。设计了导弹三通道的PID控制器,最后进行了导弹的6DOF仿真研究,仿真验证了设计方法的有效性。     

用参数最优化方法计算最优飞行轨迹

介绍了如何应用参数最优化方法将具有状态变量不等式约束和控制变量不等式约束以及终端等式约束的最优控制问题转化为静态非线性规划问题,并提出了将求解静态约束最优化问题的系贯加权因子法,即ＳＷＩＦＴ(ＳｅｑｕｅｎｔｉａｌＷｅｉｇｈｔ－ＩｎｃｒｅａｓｉｎｇＦａｃｔｏｒＴｅｃｈｎｉｑｕｅ)法推广为求解动态约束最优化问题的增广ＳＷＩＦＴ法。最后用计算美国航天飞机的返回最优轨迹说明了该法的可行性。     

Robust Hybrid Control for Ballistic Missile Longitudinal Autopilot

This paper investigates the boost phase’s longitudinal autopilot of a ballistic missile equipped with thrust vector control. The existing longitudinal autopilot employs time-invariant passive resistor-inductor-capacitor (RLC) network compensator as a control strategy, which does not take into account the time-varying missile dynamics. This may cause the closed-loop system instability in the presence of large disturbance and dynamics uncertainty. Therefore, the existing controller should be redesigned to achieve more stable vehicle response. In this paper, based on gain-scheduling adaptive control strategy, two different types of optimal controllers are proposed. The first controller is gain-scheduled optimal tuning-proportional-integral-derivative (PID) with actuator constraints, which supplies better response but requires a priori knowledge of the system dynamics. Moreover, the controller has oscillatory response in the presence of dynamic uncertainty. Taking this into account, gain-scheduled optimal linear quadratic (LQ) in conjunction with optimal tuning-compensator offers the greatest scope for controller improvement in the presence of dynamic uncertainty and large disturbance. The latter controller is tested through various scenarios for the validated nonlinear dynamic flight model of the real ballistic missile system with autopilot exposed to external disturbances.     

多指灵巧手考虑渐近稳定性的最优抓持规划

基于抓持刚度和关节刚度、抓持阻尼和关节阻尼的概念,采用拉格朗日方程推导了多指抓持系统的小位移干扰方程并对其进行了模态分析,按照最佳稳定性为目标对多指灵巧手抓持进行了最优化设计以得到最佳的抓持姿态。以 BH-2类人手抓持一圆柱体作为算例显示方法的实用性和有效性     

冗余飞轮构型下力矩分配策略设计与分析

 主要研究了航天器姿控系统中冗余飞轮构型的力矩分配问题。在阐明该问题的基础上,首先给出了能量最优的力矩分配策略,并考虑飞轮力矩约束对其进行了限幅处理;接着基于静态最优化理论和飞轮系统性质,对四飞轮和多飞轮情况分别设计了相应的力矩最优分配策略,由于可有效地输出飞轮系的最大力矩,其有重要的工程应用价值;最后研究并对比了几种典型构型下两种分配策略所能输出的力矩包络,表明了所设计方法的有效性。     

普适变量下的最优控制求解研究

研究了普适变量下状态方程的最优控制问题.在消除奇点的轨道根数的基础上,建立了普适变量下适合圆锥曲线求解的摄动方程.利用Gauss伪谱法对摄动方程进行了最优控制求解和仿真验证.计算过程及仿真结果表明,所建立的摄动方程以及所用的Gauss法能够满足各种约束条件,便于对发动机进行控制,且在零倾角轨道情况下不产生奇异.