飞机敏捷性尺度计算方法研究

利用非实时，非线性六自由度仿真软件，对战斗机瞬态敏捷性评估中有关尺度的计算方法进行了探讨。仿真所用的数学模型包含了典型的数字式飞行控制系统，伺服作动器，大迎角气动特性及发动机推力与减速板阻力的动态模型，最后对扭转敏捷性，俯仰敏捷性和轴向敏捷性的计算方法分别给出了简要的研究结论。     

过失速下俯敏捷性及纵向控制效能需求研究

结合飞行安全和作战效能需求,对过失速战斗机的大迎角/过失速迎角下俯敏捷性指标及纵向控制效能需求进行了研究.为了满足飞行品质和过失速敏捷性指标要求,采用非线性动态逆方法设计了某推力矢量飞机快回路和慢回路飞行控制律.在此基础上,根据过失速下俯敏捷性和滚转敏捷性指标要求,对所需的最小俯仰推力矢量偏角进行了计算分析,所得结果对先进战斗机的设计有一定的参考价值.     

推力矢量飞机控制律设计及过失速机动仿真研究

利用四元数法建立了带推力矢量的战斗机全量运动方程,依据逆系统理论对推力矢量飞机进行了适用于过失速机动和超敏捷性研究的控制系统设计。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性分成快慢不同的两组状态变量分别进行设计,并采用伪逆法解决了舵面分配问题。利用该控制系统对"眼镜蛇"飞机机动进行了仿真计算,结果表明该设计方法是可行的。     

Dryden型大气紊流对平流层飞艇能量最优轨迹影响

研究了常值风场作用下平流层飞艇的上升段轨迹优化和大气紊流对最优轨迹的影响问题。首先基于平流层飞艇的受力分析,建立了考虑常值风场、地球自转和飞艇质量变化等诸多因素的三自由度动力学模型,处理参数得到归一化的系统方程;其次采用直接配点法将平流层飞艇的最优轨迹问题转换为非线性规划问题,以最小能量为目标函数,给出非线性规划问题的求解策略,优化得出可行解后对飞艇的最优上升轨迹及相应的加速度项进行了分析,将优化的控制量代入微分方程验证了优化轨迹的准确性;最后加入Dryden型大气紊流的干扰,选取多组大气紊流干扰下的数据进行对比分析,仿真结果表明大气紊流叠加风场均值与飞艇终端位置误差存在一定规律,分析并提出了平流层飞艇抵御大气紊流干扰的策略。     

战斗机敏捷性评估方案及其对未来敏捷性战斗机设计的影响

本文的目的是介绍新型战斗机敏捷性评估方案并讨论评估方案对战斗机设计产生的影响，未来空战中要获胜就要求将飞机的机头，武器首先指出敌机，首先指向敌机就意味着具备了先敌发射的机会，全向攻击导弹（如AIM－9L）出现后，就对战斗机提出了指向－发射能力要求，指向敌机后全向攻击导弹可以从任意方向发射，其中包括飞机迎面遭遇情况，飞机速度较低时，未来战斗机可以利用它在较大过失速迎角（可达90°）下飞行的能力来提高其机头指向能力，未来过失速技术（PST）战斗机的操纵需要推力矢量动力装置和相应的操纵技术，它们使飞机具有了过失速机动能力，文章分析了战斗机的敏感性，并在大于和小于失速迎角这两个范围内评估了它对设计的影响，介绍了一些战斗机敏感性评估方案，在小于失速迎角范围内，用于表征俯仰敏捷性的参数有指向裕度（PM），相对能态（V／Vc)和作战循环时间（CCT），用于表征滚转敏捷性的参数有后向间隔距离（RSD），在大于失速迎角范围内，确定出的关键性能参数为迎角变化率能力，以较大的迎角变化率进入的过失速机动在发射位置具有更长的时间－这是一个性能优势，形成俯仰和偏航矢量控制功率需求设计曲线的假设前提是仅使用推力矢量就有可能实现过失速迎角下飞机的操纵，讨论了应用敏捷性（一般情况下和过失速情况下）方案对未来战斗机设计的影响。     

基于非线性规划的高超声速滑翔轨迹优化

研究了最大航程的无动力滑翔轨迹优化问题。为避免间接法的缺点,采用直接单重打靶法将轨迹优化问题转换为非线性规划问题,并利用非梯度优化算法和梯度优化算法相结合的混合优化策略得到最优轨迹。仿真结果表明,在采用更为真实的大气模型和动力学模型条件下,该方法具有较高的求解精度、收敛性以及鲁棒性,降低了初值要求;相对于最大升阻比轨迹,射程提高1.54%。     

飞机俯仰敏捷性的数字仿真与模拟试验

借鉴国外研究飞机俯仰敏捷性机动的经验，选用了俯仰敏捷性评价尺度，确定了数字仿真用的数学模型以及操纵规律，具体计算某机在常规空战飞行高度和速度范围内的俯仰敏捷性，包括加到最大过载所需的时间和卸到零过载所需的时间，最大正过载变化率和最大负过载变化率及最大上仰和下俯机动范围内的俯仰角速率。最后在地面固基模拟器上进行俯仰敏捷性机动模拟试验，试验结果与数字仿真结果基本一致。     

空天飞行器上升轨迹优化

飞行器轨迹优化是一类最优控制问题,传统的优化方法存在对初值敏感的缺陷。采用一种组合优化方法,对空天飞行器的上升轨迹进行优化。首先用遗传算法对直接打靶法离散的非线性规划问题进行全局寻优,得到初步优化结果,然后以该结果作为初值,用序列二次规划法对伪谱法离散的非线性规划问题进行局部寻优,得到最终的优化结果。结果表明,组合优化方法既解决了初值敏感问题,又有较高的优化精度,可以有效求解轨迹优化问题。     

战斗机功能敏捷性三种评估方法

介绍了战斗机功能敏捷性的三种评估尺度－指向裕度，相对能量状态和空战周期时间，仿真计算了两架战斗机的功能敏捷性，对计算结果进行了分析比较，并讨论了初始飞行速、高度、发动机推力及翼载荷等因素对飞机功能敏捷性的影响。     

70°迎角定常飞行数值仿真

建立了带俯仰－偏航－滚转推力矢量高性能战斗机的非线性数学模型,利用该模型和Ｆ－１６飞机的气动数据,针对典型的大迎角定常飞行过失速机动的特点,结合逆方法和试凑法获得了各个操纵面的操纵规律,对其进行了数值仿真。结果表明,带俯仰－偏航－滚转推力矢量控制下,该飞机在过载为１,７０°迎角定常飞行时具有较好的操纵性和稳定性。