舰载机弹射起飞影响因素分析及侧向控制律设计

针对舰载机弹射起飞安全性问题,对起飞过程中影响起飞安全的因素进行了详细分析,建立了舰载机离舰上升段的非线性六自由度运动模型,仿真研究了甲板的横摇、偏摆运动以及常值侧风干扰等因素对弹射起飞特性的影响。分析得出,对舰载机离舰后滚转和侧滑运动起主要影响的是甲板横摇运动和侧风干扰。设计了基于非线性动态逆方法的控制器以保留模型的非线性特征,实现对横侧向运动状态的解耦控制,效果更佳。仿真结果表明,设计的侧向控制律能够保证飞机的滚转角在离舰后3 s内满足不超过5°的安全准则要求,且不会因侧风干扰出现明显的侧滑现象,能够保证舰载机安全起飞。      

复杂环境下舰载机弹射起飞环境因素建模分析

舰载机弹射起飞过程复杂,受到甲板运动、舰首气流、地面效应等复杂环境因素的影响.通过构建甲板运动模型、甲板风模型和地面效应模型,描述了弹射起飞过程中复杂的外部环境,并视为附加项加入到常规飞机方程中,建立了舰载机弹射起飞模型.研究表明:地面效应不利于舰载机弹射起飞;甲板风与舰首气流可抑制航迹下沉;舰面运动对舰载机离舰后下沉量影响很大.      

非对称因素对舰载机弹射起飞安全的影响

非对称因素会导致舰载机在弹射后出现横航向偏离,并影响其纵向起飞航迹。针对定位偏心、弹射道偏角、甲板横摇等3类扰动因素,开展了这些非对称因素对飞机弹射起飞特性影响规律的理论分析与仿真计算,掌握了飞机在甲板滑跑段的偏航运动特性以及离舰上升段的横航向偏离特性。基于弹射起飞后飞机航迹下沉量与滚转角2项安全性要求,通过仿真计算建立了安全甲板风（WOD）包线,结果表明:安全甲板风包线的下边界由最大航迹下沉量约束,左右边界由最大滚转角限制确定,上边界由最大海面风速决定;定位偏心、甲板横摇等非对称因素将显著缩小安全甲板风包线的风速和风向角范围。      

滑跃起飞中机舰参数的适配性分析

通过仿真计算,分析了各主要机舰参数的变化对滑跃起飞安全性的影响;计算出满足起飞安全准则的主要机舰参数的适配值集合,并总结了适配规律.研究结果表明:飞机起飞质量是滑跃起飞过程中航迹下沉的主要影响因素,增大升降舵预置偏角和滑橇板出口角均可抑制航迹下沉;升降舵预置影响飞行迎角,预置偏角过大会导致飞机失速;滑橇板出口角影响俯仰角速度,当出口角为12°时,俯仰角速度的峰值最小;在适配值集合内,随着飞机起飞质量的逐渐增加,由升降舵预置偏角与滑橇板出口角组成的适配范围逐渐缩小.因此,为了保证滑跃起飞的安全,对于确定的构型和起飞甲板,需要合理地确定舰载机的最大起飞质量.      

滑橇甲板助飞的力学机理分析

针对飞机在滑橇甲板上起飞的特点,基于力多边形的变化过程,以及甲板形状对飞机俯仰转动的作用,分析了飞机性能和品质与甲板参数的适配关系,说明了飞机在低速离舰初期迎角建立的力学机理.迎角的建立综合3个方面的效果:曲面甲板提供正向俯仰角速度,使迎角增加;前轮离舰释放载荷、后轮尚未离舰的过程中,甲板支反力提供低头力矩,使离舰初期俯仰角速度减小;离舰初期升力不能平衡重力,加速度指向前下方,轨迹向下弯曲,速度下偏使迎角增加.对航母/舰载机/起落架多体动力学系统进行数值仿真,结果表明分析合理.      

舰载飞机进舰降落信号员模型建模

舰载机在航母上降落面临着极其复杂的环境,末端进舰阶段需要降落信号员(LSO)的信号指引,在舰载机的人机系统仿真模型中,需要包括LSO的模型.分析了舰载机进舰飞行过程中LSO的作用和行为特征.针对LSO对飞行距离、航迹偏差判断和指令决策的行为特征,采用模糊逻辑建立了相应的行为模型.针对 LSO对舰船运动预测的行为特征,利用神经网络建立其行为模型,对几种典型进舰情况进行仿真,验证 LSO模型的合理性.      

变化风场对舰载飞机着舰安全性影响

建立了复杂环境下舰载机进舰着舰的数学仿真模型,并通过大量的仿真计算,研究了舰尾流和侧风风场对舰载机进舰着舰安全性的影响,给出了一定进舰条件下舰载机所能抗御的最大侧风强度.研究结果表明,舰载机在进舰过程中必须通过驾驶员操纵抑制舰尾流扰动,否则将引起较大的着舰偏差,影响着舰安全;对于一定的进舰初始条件,舰载机只能抗御一定强度的侧风,超出允许侧风强度时舰载机将不能成功着舰.     

卫星/伪卫星组合着舰导引中伪卫星的布局方案设计

卫星/伪卫星组合着舰导引系统的定位精度与伪卫星的几何布局有密切关系.为提高系统的定位精度研究伪卫星在航母上的布局问题,根据伪卫星的特点以及航母的构造选定伪卫星的8个可布设点搭建舰载机着舰过程的仿真模型,构造舰载机及航母的航行轨迹,同时在仿真模型中引入舰船运动模型.利用精度因子分析在舰船上布设伪卫星对定位精度的影响,进而提出了伪卫星在航母上的布局方案.结果表明,提出的方案能够减小精度因子,尤其是垂直精度因子,提高了定位精度.     

暖机对舰载机滑跃起飞安全影响分析

针对发动机不暖机会产生推力损失，进而影响舰载机滑跃起飞安全的问题，分析了暖机与不暖机两种情况下舰载机起飞极限重量的差异。建立舰载机滑跃起飞动力学模型，根据滑跃起飞安全准则，利用飞行轨迹最小爬升率不小于零判定起飞极限重量，并在不同甲板风和大气温度下比较两种跑道暖机与不暖机起飞极限重量。结果表明:暖机对105 m短跑道滑跃起飞极限重量影响更大；随着甲板风的增大，舰载机暖机与不暖机滑跃起飞极限重量相对偏差逐渐减小，其中105 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.70%和2.44%，195 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.64%和2.40%；随着大气温度升高，舰载机暖机与不暖机滑跃起飞极限重量相对偏差变化趋势先增大后变缓，其中105 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.79%和2.56%，195 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.69%和2.46%。      

舰载机安全逃逸复飞的参数适配包线

逃逸复飞特性对于确定舰载机的进舰速度、航母航速与着舰海况等级限制等均具有重要的影响。根据逃逸复飞的任务要求,提出了离舰滑跑距离、逃逸复飞段最大迎角相对进舰配平迎角的增量和着舰时的俯仰角作为安全性评定的3个参数。建立了数字飞行员模型,基于数字虚拟飞行仿真计算的方法,获得了满足逃逸复飞安全要求的参数适配包线。研究结果表明:在每一确定的着舰重量下,均对应存在一个最佳的进舰速度范围,能够使舰载机逃逸复飞的离舰滑跑距离最短;逃逸复飞段最大迎角相对进舰配平迎角的增量、着舰时舰载机的俯仰角分别决定了进舰速度大小的上、下边界;舰载机重心位置变化将使参数适配包线的边界位置和范围发生改变,但边界形状基本不变;航母航速减小将显著地缩小参数适配包线;适配包线内每一点的逃逸复飞成功率,可以为不同海况等级下的逃逸复飞安全性判断提供参考。      

一种基于图论的机场空域无人机流量控制方法

城市物流无人机机场需具有同时起降多架无人机的能力，针对中小型垂直起降无人机设计了一种单入口单出口、航路交叉、多停机坪的机场模型，提出了一种基于图论的飞行安全优先的流量控制方法。根据机场内无人机飞行状态，控制无人机进离场时间，规划出机场内飞行航路，保证无人机飞行安全。仿真结果表明:该流量控制方法可以确保无人机在机场空域内安全有序飞行；分别测试了面积不同的机场进场与进离场运行容量，在单个停机坪面积一定时，停机坪数量越多进场容量越大，但进离场容量反而越小；因此在设计机场时，在给定的机场面积情况下，需要合理规划停机坪数量。      

探空火箭定时定点入轨的一种制导控制规律

针对特定探测天体,给出了特殊用途的探空火箭与其实现空间交会的时刻与地点的计算方法.根据特定天体的运行轨道,发射前算出标称交会飞行轨道,装订在箭载计算机内.火箭发射后,利用箭载惯性导航系统确定自身当前的位置与速度,比对标称飞行轨道参数得出飞行偏差,通过控制火箭推力偏斜调整飞行轨道,使探空火箭在交会时刻到达交会点,并在交会时刻相对与惯性空间的速度为0.定义了研究所用的各种坐标系,建立了火箭飞行动力学方程.研究了标称飞行轨道最优交会点选取,交会时间与发射时间计算等问题.给出了发射后动力飞行段的制导控制规律,核心思想是将控制信号分解为时间控制、当地水平面上的海拔高度控制、南北控制与东西控制,通过设置偏置量减小关机后轨道摄动因素引起的漂移.利用计算机数值仿真验证了这种制导控制规律的可行性.     

运载火箭推力故障下轨迹在线重规划方法

针对运载火箭非入轨飞行段出现动力系统故障的问题,提出了一种基于能量最优的在线轨迹重规划方法。通过参考轨迹进行引力项的凸化以及根据故障时刻和故障程度的不同设置不同的飞行时长,同时采用无损凸化、线性化和梯形离散等方法,将原始最优控制问题转化为可以采用原对偶内点法迭代求解的二阶锥规划问题,重新规划其飞行轨迹。仿真结果表明该算法能有效提高运载火箭应对突发故障的能力,实现轨迹在线快速收敛,满足动力系统故障后飞行轨迹重构需求。     

基于仿真模型的短距起飞性能优化

短距起飞较垂直起飞可有效提升各类特种飞行器的有效载荷与起降安全性,因此具有重要意义.基于纵向飞行力学模型,针对某小型无人倾转旋翼飞机建立其短距起飞仿真模型,以起飞距离为目标函数,对操纵变量采用遗传算法进行优化.优化结果表明,存在一定的升降舵操纵策略使得起飞距离最小化;起飞采用固定的短舱倾转角与起飞质量存在一定的最佳匹配关系;起飞过程中对动力短舱倾转角进行合理操纵则能进一步缩短起飞距离.考虑到仿真模型与优化问题在数学上的普适性,该方法适用于包括传统固定翼飞机和直升机的其他类飞行器的短距起飞性能优化.      

基于双模式驱动的飞行汽车起飞阶段动力匹配分析

针对折叠翼飞行汽车起飞阶段的动力匹配问题,研究了基本的动力控制策略,通过理论计算分析了起飞阶段双模式驱动特性,提出了最佳切换时刻的概念。对某型飞行汽车传动系统进行了动力匹配计算,并以该飞行汽车参数为基础,在Simulink中建立了不同工况下的行驶仿真模型,对起飞阶段行驶状态进行了仿真分析,给出了基于双模式驱动的动力匹配方案以及最佳切换时刻的选取原则。计算结果表明,通过采取双模式驱动,起飞加速时间缩短22%,起飞滑跑距离缩短13%。进一步对传动系统参数、整车设计参数以及发动机输出特性进行了优化分析,分析计算结果给出了各参数变化对起飞动力性能的影响。      

航天发射用磁悬浮助推发射系统概念研究

针对日益增加的航天发射成本问题和安全、可靠、低成本航天发射方式的需求,阐述了磁悬浮助推发射概念及其优越性.初步分析了磁悬浮助推发射系统组成及各分系统功能.通过比较电磁悬浮(EMS)和超导电动(EDS)两种磁悬浮系统性能,结果表明EDS是更适合于磁悬浮助推发射的磁悬浮系统方案.通过助推发射能量需求初步分析,直线电机加速能量供给系统是难题之一,需要重点解决.采用飞行弹道分析方法,说明地面助推水平起飞单级入轨运载器方案的可行性及特点.与其它航天助推发射方式比较,磁悬浮助推发射在提高入轨载荷和降低发射成本方面具有优势.     

飞机穿越风切变时的地速/空速控制

为解决飞机穿越风切变过程中控制系统解耦和飞行轨迹的实时/在线控制问题,对飞机纵向三自由度非线性模型,运用非线性动态逆方法,在风轴系中设计了飞行轨迹的高度变化率/空速控制模式,在地轴系中设计了高度变化率/地速控制模式.对2种控制模式进行比较并将其结合起来,得到更加完善的地速/空速控制律.仿真计算表明动态逆方法在飞机穿越风切变的轨迹控制过程中实用有效.