飞机纵向驾驶员诱发振荡灵敏度分析

采用系统灵敏度理论，以修正的带宽准则，增益和相位裕度准则以及Ｎｅａｌ－ｓｍｉｔｈ准则等飞机纵向驾驶员诱发振荡（ＰＩＯ）预测准则作为系统指标，建立了参数变化对诱发振荡预测指标影响的灵敏度公式，以ＪＪ７飞机为例，给出了飞机，操纵系统及驾驶员参数上述指标影响的灵敏度，根据计算结果进行了ＰＩＯ参数敏度预测分析，同时与数值仿真结果进行了对比分析。     

一种尾流消散动态预测的改进算法

尾流间隔是增大跑道容量的主要限制因素之一，为了在保持安全水平的前提下有效地增大跑道容量，可以对尾流消散进行动态预测，并据此缩减尾流间隔。研究了一种尾涡消散动态预测算法，该算法考虑了真实大气的大气分层、湍流、侧风、迎面风、风切变以及地效影响，并用一阶后向差分对该算法进行了离散化改进；在改进算法的基础上，时进近阶段尾流的消散在Matlab中进行了仿真计算；计算结果复现了尾涡的下沉现象和侧风对尾涡传输的线性累积效应。     

A Structured Mesh Euler and Interactive Boundary Layer Method for Wing/Body Configurations

To compute transonic flows over a complex 3D aircraft configuration, a viscous/inviscid interaction method is developed by coupling an integral boundary-layer solver with an Eluer solver in a ＂semi-inverse＂ manner. For the turbulent boundary-layer, an integral method using Green＇s lag equation is coupled with the outer inviscid flow. A blowing velocity approach is used to simulate the displacement effects of the boundary layer. To predict the aerodynamic drag, it is developed a numerical technique called far-field method that is based on the momentum theorem, in which the total drag is divided into three component drags, i.e. viscous, induced and wave-formed. Consequently, it can provide more physical insight into the drag sources than the often-used surface integral technique. The drag decomposition can be achieved with help of the second law of thermodynamics, which implies that entropy increases and total pressure decreases only across shock wave along a streamline of an inviscid non-isentropic flow. This method has been applied to the DLR-F4 wing/body configuration showing results in good agreement with the wind tunnel data.     

区域运输规划模型系统

提出一种区域运输规划模型系统,以求从定量的角度,预测一个区域内的货物运输量,继而确定这些运输量对该区域内存在的多种运输方式的偏好结构,最后仿真这些运量在相应的各种运输网络上的分布情况,同时仿真模型还对运输网线路经过新建或扩建后所形成的新的运量分布进行模拟。根据运量分布情况,就可提出初步的规划建设方案。     

含有不平衡飞轮的卫星精确动力学模型研究

针对含不平衡飞轮的卫星动力学模型,给出了不平衡飞轮的转动惯量矩阵。用多刚体建模方法,建立了综合的完整姿态动力学分析模型,提出了质心位置的计算方法。通过飞轮系统的完整精确模型,将飞轮扰动对三轴姿态稳定卫星的影响反映至滚转一俯仰一偏航三轴姿态。Matlab／Simulink环境中仿真验证了该系统角动量为常值。分析了不平衡飞轮对卫星姿态的影响,并解释了模型的应用。研究表明飞轮扰动影响不可忽略,精确的动力学模型对未来航天器的应用有重要意义。     

一种高超声速滑翔飞行器轨迹智能预测方法

针对高超声速滑翔飞行器(Hypersonic glide vehicle, HGV)机动性强、轨迹预测困难的问题,选取气动加速度作为预测参数,提出了一种基于集合经验模态分解和注意力长短时记忆网络的HGV轨迹智能预测方法。首先,以HGV六自由度运动方程为基础,分析了其机动特性和气动力变化规律,建立了动力学跟踪模型,对气动加速度进行实时估计;其次,利用集合经验模态分解对估计的气动加速度进行分解和重构,减弱噪声影响,避免对预测模型的干扰;最后,利用去噪后的气动加速度数据对注意力长短时记忆网络进行训练,进而预测未来气动加速度数据并重构HGV未来轨迹,实现轨迹的在线预测。实验仿真表明,该方法能有效预测HGV机动轨迹,预测精度高、稳定性好。     

基于任务分析的飞行机组失误预测研究

在过去的20年内有多起严重事故由机组失误引起,采取措施防止或减少飞行机组失误成为降低航空事故率的关键.通过使用人误预测技术预测机组在执行飞行任务时的失误,寻找失误原因,进一步改进驾驶舱设计或增加培训来降低航空事故率是可行的方法.本研究以民航领域飞行安全需求为背景,在原有人误预测技术基础上,开发了基于任务分析的飞行机组失误预测模型,以某型飞机起飞任务为例,对飞行机组在操纵飞机起飞过程中可能发生的人误进行分析,实现了飞行机组失误的定性和定量预测.     

Disturbance observer based model predictive control for accurate atmospheric entry of spacecraft

Facing the complex aerodynamic environment of Mars atmosphere, a composite atmospheric entry trajectory tracking strategy is investigated in this paper. External disturbances, initial states uncertainties and aerodynamic parameters uncertainties are the main problems. The composite strategy is designed to solve these problems and improve the accuracy of Mars atmospheric entry. This strategy includes a model predictive control for optimized trajectory tracking performance, as well as a disturbance observer based feedforward compensation for external disturbances and uncertainties attenuation. 500-run Monte Carlo simulations show that the proposed composite control scheme achieves more precise Mars atmospheric entry (3.8?km parachute deployment point distribution error) than the baseline control scheme (8.4?km) and integral control scheme (5.8?km).     

高超声速边界层的转捩及预测

首先描述了边界层转捩的基本过程及研究内容。在此基础上,指出了高超声速边界层不同于不可压缩边界层的流动不稳定性特性,并介绍了边界层的转捩机理与感受性特征;给出了高超声速三维边界层中预测转捩的常用方法,并着重介绍了多用于工程实际的e N方法以及对e N方法的理性改进,同时列举了在高超声速三维边界层中应用e N方法实现转捩预测的多个实例。最后,分析并总结了高超声速边界层转捩预测所存在的困难及需要解决的问题。     

基于三因素模型的企业持续经营高风险预测研究

随着竞争的日趋激烈，企业持续经营不确定性显著增加，尽旱识别企业持续经营面临的风险，对于企业管理者、投资者来说都具有重要意义。现有的持续经营高风险研究依然没有摆脱“资料驱动型”的困境，文章根据三因素模型建立持续经营高风险预测模型。