翼伞空投系统的动力学建模与飞行控制仿真

针对翼伞系统设计及翼伞归航方案的研究需求,提出翼伞系统动力学建模与仿真分析方法,利用动力学仿真软件ADAMS对翼伞空投系统飞行动力学过程进行了计算.针对翼伞系统精确空投任务,利用分段归航方法规划翼伞系统飞行轨迹并搭建PID控制系统对翼伞系统的飞行轨迹进行控制.结果表明:翼伞系统受到单侧下偏操纵时,影响的是翼伞系统的转弯性能,翼伞的飞行轨迹为螺旋形曲线,并且翼伞系统在下降过程中,其转弯半径保持不变,分段归航方法简单,易于实现,满足翼伞归航对落点精度的要求.     

基于多体动力学的大型翼伞系统飞行仿真分析

飞行动力学分析是大型翼伞系统设计及归航方案研究的重要基础。为此,提出了基于多体系统动力学理论的大型翼伞系统飞行动力学仿真分析方法,给出了相应的多体系统模型,建立了系统的运动学约束方程组和飞行动力学变分方程组。通过引入拉格朗日乘子,获得了大型翼伞系统封闭的飞行动力学方程组,对某大型翼伞系统的飞行动力学过程进行了仿真计算。结果表明,与小型翼伞系统相比,大型翼伞系统的稳定滑翔速度大、抗外界干扰能力强、转弯半径大、转弯周期长、操纵响应慢。此外,风速和风向对大型翼伞系统的飞行轨迹和着陆点的位置有明显影响。对于同一具翼伞,回收物重量和初始高度是影响留空时间的主要因素。所提方法可以有效、准确地应用于大型翼伞系统的飞行动力学仿真分析。     

动力翼伞多体非线性动力学建模与相对运动分析

动力翼伞的监测与控制设备通常安装在负载上,而主要的气动力结构为翼伞,因此为了实现动力翼伞的精确控制,有必要对其两体相对运动进行分析。考虑动力翼伞的附加质量以及两点柔性连接的特殊结构,采用机理法建立了系统非线性八自由度(8-DOF)相对运动模型,包括翼伞六自由度与负载两体相对运动自由度。通过仿真,分析了动力翼伞在动力变化、转弯和雀降3种操纵下以及遇侧风干扰时的两体相对运动情况。结果表明,动力变化和雀降操纵会引起两体相对俯仰运动,而转弯与遇侧风时具有明显的相对偏航运动。研究结果表明,所建模型可用于解释与分析动力翼伞的两体相对运动问题。     

敏捷转弯伞弹系统动力学建模与分岔特性分析

传统弹箭类飞行器由于机动能力限制,难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面,提出一种翼伞-导弹系统,实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模,给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真,对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况,结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析,研究了不同襟翼偏转角情况下,以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线,得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点,分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角,可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m,最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。     

复杂环境下考虑动力学约束的翼伞轨迹规划

翼伞系统具有大惯性、强非线性等特征,而基于传统质点模型所规划的目标轨迹难以满足复杂环境下的系统动力学约束,因此在轨迹规划中采用高自由度动力学模型也就成为了计算翼伞真实运动轨迹的必然趋势。然而,翼伞的动力学模型更加复杂,目前迫切需要解决的问题就是保证规划轨迹平滑、稳定。针对该问题,本文将建立精确的翼伞六自由度动力学模型,将其引入翼伞归航的轨迹规划中,并通过改进高斯伪谱法,设计一种基于分段点规划、离散点初次规划、离散点自重构的三阶轨迹优化策略。仿真结果表明,所提算法可解决传统算法在应用动力学模型后难以得到稳定轨迹的问题,并实现复杂环境下的精确地形规避,确保规划轨迹满足翼伞的非线性动力学约束。     

伞翼无人机精确建模与控制

前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机（UAV）的精确控制，从提高翼伞系统动力学模型的精度入手，在升力线理论的基础上，基于计算流体动力学方法，综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响，计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系，实现了翼伞气动力的精确计算，改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真，通过与空投试验数据的对比，验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性，对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。     

扑翼微型飞行器飞行姿态模型研究

扑翼微型飞行器飞行质量主要取决于能否对其飞行姿态进行有效控制, 而建立准确的飞行姿态模型尤为重要.通过对鸟和昆虫的飞行机理尤其是其飞行过程中翅膀的运动规律进行研究, 并考虑机械设计方面的因素, 对扑翼微型飞行器的飞行姿态建立了较为完整的动力学模型和数学模型.由分析可知机身所受外力为空气动力、重力和机翼作用于机身的驱动力, 而采用扑动与扭转两个自由度飞行的机翼所产生的驱动力是由瞬时平移力和扭转循环力合成的瞬时空气动力.数值仿真证实了动力学模型的正确性.      

直升机吊挂飞行动力学建模与分析

根据直升机吊挂飞行时的气动和飞行动力学特性,建立了直升机带吊挂物的飞行动力学模型,包括吊挂物和绳索的动力学模型,吊挂物的六自由度运动模型,其中吊索采用了柔性钢索模型,计入了吊挂模型的气动阻力,计算分析了外吊挂物对直升机配平特性和操纵响应的影响。     

动力翼伞系统空投风场的辨识与应用

风场对动力翼伞系统的运动状态有着重要的影响,获得风场中风的速度和方向可以使动力翼伞系统利用或者消除风场的影响。针对风场辨识问题,通过分析动力翼伞系统在风场作用下的飞行特性,提出了一种基于动力翼伞系统在风中的飞行状态进行风场辨识的方法。该方法仅使用动力翼伞系统配备的全球定位系统（GPS）模块采集定位数据,计算获得动力翼伞系统飞行的速度和方向,根据风场与动力翼伞系统的动态关系,利用最小二乘法对风场进行在线辨识。为了保证辨识精度,由GPS获得的动力翼伞系统运动信息经卡尔曼滤波器进行滤波处理。仿真结果表明：该方法对风场有较高的辨识效果,并能辅助实现雀降。     

多自主翼伞系统建模及其集结控制

当前对翼伞系统的研究主要集中在单个翼伞,但实际空投中一般需要使用多个翼伞,才能完成大量物资、装备的空投补给任务,而多个翼伞同时空投时,将会出现翼伞需要集结、相互间需要避免碰撞等在单翼伞空投时不存在的问题。现有的单翼伞系统已能通过GPS/惯导系统及其他板载传感器实现自主飞行,针对多个自主翼伞的空投任务设计算法,以控制下降翼伞之间的相互运动,实现多翼伞系统的集结和避碰。首先以质点模型为起点,通过引入新的独立变量,并将翼伞运动转换至风固定坐标系,使得单个翼伞质点模型降维为非线性降阶模型,进而得到多自主翼伞模型,在此基础上提出了一种集结控制算法,利用每个翼伞自身的状态信息和相邻翼伞的状态信息,采用势场法使得多翼伞实现集结并避免碰撞,最后一致地降落至地面。仿真结果表明多个自主翼伞实现了集结,减小了翼伞的着陆散布,降低了翼伞之间的碰撞风险,验证了该方法的有效性,可以为进一步研究多自主翼伞协同控制提供理论参考。     

变化风场中无人机的动力学建模及飞行特性分析

研究了变化风场中无人机的动力学建模与飞行特性问题.给出了大气扰动的Von Kaman模型,推导出变化风场中无人机的六自由度非线性动力学模型,最后基于上述模型进行数值计算,分析了变化风场中无人机的飞行特性.结果表明,该模型能准确地描述无人机的动力学和运动学规律;大气扰动下,各运动参数均产生不同幅度的振荡;同一频谱的扰动在...     

Parachute dynamics and perturbation analysis of precision airdrop system

To analyze the parachute dynamics and stability characteristics of precision airdrop system,the fluid–structure interaction(FSI) dynamics coupling with the flight trajectory of a parachute–payload system is comprehensively predicted by numerical methods.The inflation behavior of a disk-gap-band parachute is specifically investigated using the arbitrary Lagrangian–Euler(ALE) penalty coupling method.With the available aerodynamic data obtained from the FSI simulation,a nine-degree-of-freedom(9DOF) dynamic model of a parachute–payload system is built and solved to simulate the descent trajectory of the multi-body dynamic system.Finally,a linear five-degree-of-freedom(5DOF) dynamic model is developed,the perturbation characteristics and the motion laws of the parachute and payload under a wind gust are analyzed by the linearization method and verified by a comparison with flight test data.The results of airdrop test demonstrate that our method can be further applied to the guidance and control of precision airdrop systems.     

Research on parafoil stability using a rapid estimate model

With the consideration of rotation between canopy and payload of parafoil system,a four-degree-of-freedom (4-DOF) longitudinal static model was used to solve parafoil state variables in straight steady flight.The aerodynamic solution of parafoil system was a combination of vortex lattice method (VLM) and engineering estimation method.Based on small disturbance assumption,a 6-DOF linear model that considers canopy additional mass was established with benchmark state calculated by 4-DOF static model.Modal analysis of a dynamic model was used to calculate the stability parameters.This method,which is based on a small disturbance linear model and modal analysis,is high-efficiency to the study of parafoil stability.It is well suited for rapid stability analysis in the preliminary stage of parafoil design.Using this method,this paper shows that longitudinal and lateral stability will both decrease when a steady climbing angle increases.This explains the wavy track of the parafoil observed during climbing.     

大展弦比飞机运动稳定性建模及分析

随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用,现代飞机气动弹性效应越来越显著,刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显,在分析弹性飞机相关问题时,应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。本文在一般体轴系下综合考虑了飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度,建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程,通过在配平状态下引入小扰动运动假设,以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式,建立了大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程,并对纵向运动稳定性进行分析计算。针对文中构型飞机,运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析,非线性计算方法所得颤振速度更小,而且失稳模态亦发生变化,对于飞行力学模态而言,长周期模态稳定性变差,在计算速度范围内出现失稳的现象,由此说明机翼大变形对飞机稳定性所带来的影响。     

反尾旋伞动态仿真计算研究

简要介绍了研制与安装应急反尾旋伞系统对现代高机动飞机的大迎角特性试验研究的重要作用，特别是对失速／过失速／尾旋特性试验鉴定的必要性和重要性。介绍了反尾旋伞系统的工作原理，建立了反尾旋伞的数学模型，估算确定了反尾旋伞阻力面积，并对用反尾旋伞出尾旋进行了动态仿真计算；同时，研究了不同尺寸反尾旋伞的尾旋改出效果。     

基于拉格朗日力学的伞-弹系统动力学模型

为了回避牛顿力学体系在多体动力学建模过程中存在的复杂约束力求解问题,以拉格朗日力学体系为基础,从分析力学的角度出发,建立了铅垂平面内降落伞-弹系统五自由度动力学模型。详细介绍了拉格朗日力学体系动力学建模过程,推导了铅垂平面内伞-弹系统动能公式,解决了伞-弹系统广义力求解问题,给出了伞-弹所受空气动力的广义力表示。算例将建立的伞-弹系统模型和牛顿力学体系下简化的伞-弹模型进行对比,两种模型计算结果吻合,验证了本文模型的正确性。降落伞-弹系统动力学模型验证了拉格朗日力学在常规飞行器动力学建模中的可行性,为使用ADAMS等基于拉格朗日力学思想建模的商业软件进行伞-弹系统动力学求解提供理论依据,可以用于指导伞-弹系统的分析和设计。     

六自由度飞行实时仿真和功率谱法比较

大气紊流是飞机巡航状态中影响飞机运动的主要大气扰动现象,以奖状飞机和波音747为例,研究飞机受大气紊流影响所产生的飞行姿态变化。使用了两种方法进行飞行仿真,一种是基于六自由度飞行力学方程的实时仿真法,另一种是基于线性化小扰动方程组的响应频谱法。通过与试飞数据进行比较,分析两种方法的优缺点。研究表明,六自由度飞行实时仿真可以更好地模拟大型飞机大气扰动下的飞行状态,较准确地表征各项参数变化特性。     

Identification method for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom

A comprehensive method based on system identification theory for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom is developed. A fully parameterized rotor flapping equation for identification purpose is derived without using any theoretical model, so the confidence of the identified model is increased, and then the 6 degrees of freedom rigid body model is extended to 9 degrees of freedom high-order model. Bode sensitivity function is derived to increase the accuracy of frequency spectra calculation which influences the accuracy of model parameter identification. Then a frequency domain identification algorithm is established. Acceleration technique is developed furthermore to increase calculation efficiency, and the total identification time is reduced by more than 50% using this technique. A comprehensive two-step method is established for helicopter high-order flight dynamics model identification which increases the numerical stability of model identification compared with single step algorithm. Application of the developed method to identify the flight dynamics model of BO 105 helicopter based on flight test data is implemented. A comparative study between the high-order model and rigid body model is performed at last. The results show that the developed method can be used for helicopter high-order flight dynamics model identification with high accuracy as well as efficiency, and the advantage of identified high-order model is very obvious compared with low-order model.