用动态规划法解飞机最优上升轨迹问题

本文用动态规划法求解飞机在垂直平面内的最优上升轨迹。计算表明,该法便于计算机计算。本文对原计算网络进行了改进,克服了原网络不能计算具有下降段的最优轨迹的缺点。本文还对计算结果进行了平滑处理,使所需的参数变化规律更符合实际需要。故本文提供了一种更为完善的求解最优轨迹的计算方法。     

航天飞机再入大气层最优轨迹

本文研究航天飞机再人大气层最小气动加热的最优轨迹。文中考虑了地球自转的影响和气动加热、动压、过载对再入飞行的限制。在地心非惯性坐标系中,采用球面速度坐标系建立运动方程。再入点的运动参数是在惯性计算系中给出的,故地心非惯性系的再入参数是经过惯性计算系到非惯性计算系的转换而获得的。文中最优轨迹的性能指标采用气动加热量的最小值,最优轨迹的求解方法采用非线性规划法,即将控制变量参数化,把泛函的极值问题转变成函数的极值问题进行求解,因而可以利用函数优化方法的标准程序进行计算。本文在性能指标中引进了罚函数,并采用Powell方法求解无约束的最优化问题。文中进一步用运动参数描述控制变量,这不但便于初值的选择,而且还便于考虑一些参数变化规律的要求。本方法使用方便,计算结果稳定可靠。     

飞机横-航向耦合模态特性和飞行品质优化研究

本文阐述了飞机横—航向耦合的形成机理,研究了气动外形参数变化对滚转-螺旋耦合模态的影响。文中提出对横—航向模态特性进行优化的算法,该算法对飞机的改型和初步设计有一定的参考价值。最后对某歼击机的横—航向模态特性进行了优化计算,计算结果表明,该机在许多状态下的飞行品质得到了提高。     

具有复数根的二阶线性系统快速控制问题

本文用最大值原理研究了具有复数根的二阶线性系统在控制变量有界的情况下的最优控制规律。给出了不同阻尼比情况下的最优转换边界方程,这样就便于用计算机求解该系统的快速控制问题。     

舰载飞机弹射起飞参数的优化研究

为了充分利用各种有利因素提高舰载飞机的弹射起飞性能，采用共轭方向法对舰载飞机弹射起飞参数进行了优化研究，优化计算结果表明，单独依靠前起落架的突伸会导致过大的前起落架载荷，只有把前起落架的突伸和升降舵的操纵相配合，才可以获得满意的弹射起飞航迹。     

前起落架突伸对舰载飞机弹射起飞航迹的影响

本文研究了舰载飞机的前起落架突伸对弹射起飞航迹的影响．在动力学模型中，把起落架看作是由油气减震器和充气轮胎组成的减震装置．在弹身器末端，前起落架在压缩空气的推动下开始突伸，以增加飞机的离舰迎角。本文计算了两种突伸方式，并比较了它们的结果，这两种方式均能减小离地后的航迹下沉量，并能很好改善弹射起飞性能．     

用最优控制改善飞机纵向飞行品质问题

本文对“用最优控制改善飞机纵向飞行品质问题”进行了初步探讨,并以 J-7飞机为例,计算了该机在无自动器、带自动器及最优控制下的扰动运动过渡过程,并进行了分析与比较。计算结果表明,飞机在最优控制下的稳定性与操纵性均得到最优的改善,而且不像其它控制器那样使稳定性与操纵性的改善存在着矛盾的现象。因此,用最优控制改善飞机的飞行品质应该是最理想的。     

翼尖帆片的优化设计

本文提出了带翼尖帆片的非共面机翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共同气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力和阻力系数，其结果与风洞试验值基本一致。计算和风洞试验结果表明，翼尖帆片对减少机翼的诱导阻力具有明显效果，本文的方法可供翼尖帆片初步设计应用。     

航天飞机返回轨道

本文研究了航天飞机返回轨道的有关问题,分别对离轨段的优化,再入段的飞行“走廊”及控制规律等作了分析与计算,并就有关参数对再入段轨道的影响进行了讨论.