飞机突防航迹的非线性解耦跟踪

针对12维非线性飞机动力学模型,利用非线性逆系统理论和现代最优控制理论设计了一组非线性飞行控制规律。这组控制规律通过解耦控制飞机的飞行速度(V)、滚转角(φ)、航迹角(γ)和偏航角(φ_w),使飞机能够精确地跟踪期望的三维突防航迹。计算结果表明,由于这组控制规律计及了飞机动力学模型中的非线性因素,能够完全消除飞机的剧烈耦合反应,从而有效地改善了飞机的动态特性,提高了其低空机动飞行的安全性,大大减轻了驾驶员的工作负担和精神压力,从而圆满地完成突防袭击任务。     

考虑几何非线性的气动弹性模型缩比方法

随着飞机性能和需求的提高,大展弦比高柔性机翼逐渐成为新型飞机的主要结构形式。这类机翼具有高升阻比、大变形和重量轻等特性,几何非线性效应明显。然而机翼的大展弦比高柔性会带来更大的机翼变形,而机翼大变形则会引起相关的非线性气动弹性行为。为了评估这些非线性气动弹性行为并同时降低设计风险和成本,一般要使用缩比模型进行风洞试验以研究和确认真实飞机的气动弹性特性。基于此,首先使用了传统线性缩比方法来进行缩比,通过刚度质量耦合匹配模态响应法与刚度质量解耦匹配模态响应法这2种线性缩比方法,不断优化缩比结构的设计参数来满足目标缩比值。同时,提出一种动力学有限元模型的非线性静响应-模态协同优化方法,该方法是基于等效静态载荷法的几何非线性气动弹性模型缩比方法,通过2个不同的优化子程序分别匹配全尺寸飞机的非线性静响应和模态振型。结果表明,相比于传统线性缩比模型,考虑几何非线性的缩比模型能够更好地再现全尺寸飞机的非线性气动弹性行为。      

考虑气动力非线性的柔性飞机阵风响应分析

针对大展弦比柔性飞机阵风响应问题,考虑在大攻角(AOA)情况下气动力非线性的影响,通过将修正的Theodorsen方法与片条理论相结合,得到非线性的时域非定常气动力;在此基础上,建立阵风干扰下的大展弦比柔性飞机非线性气动弹性模型,完整地发展了一种新颖的可考虑气动力非线性的大展弦比柔性飞机阵风响应分析方法.结合算例模型开展方法验证和数值仿真,对比翼尖和质心(CG)处阵风附加过载在线性和非线性情况下的变化.算例结果表明,考虑大攻角情况下的气动力非线性后,大展弦比飞机的阵风响应较线性情况有明显变化,翼尖处的阵风附加过载最多可减少41.7%,气动力非线性的影响不可忽视.      

结冰条件下的飞行控制律重构设计方法

针对飞机结冰条件下的飞行安全问题,在线性结冰影响模型的基础上构建了非线性结冰影响模型,并建立了结冰飞机纵向非线性动力学模型。利用反馈线性化理论与模糊控制原理相结合,重构设计了结冰条件下的纵向控制律,既保证了动态响应特性,又改善了控制器的抗干扰能力,使飞机具备一定的容冰飞行能力。通过仿真模拟了飞机在不同结冰严重程度以及干扰下的纵向响应,并与常规PID控制进行对比,验证了设计控制律的有效性和抗干扰能力。结果表明,该设计方案下的各状态参数动态响应均能较快较好地收敛,能更精准快速地跟踪俯仰角指令,且抗干扰能力、动态性能均优于常规PID控制。      

积冰对飞机操纵性的影响与仿真

采用积冰程度参数描述积冰对飞机气动参数的影响;将积冰程度参数引入飞机六自由度非线性动力学模型,建立了随积冰严重程度而变化的时变飞机仿真模型,并以此为基础设计了高度保持模式和滚转角保持模式两种飞机自动驾驶闭环仿真系统.通过与飞行试验数据对比,验证了仿真模型的正确性.在一定的飞行条件和积冰遭遇情况下,对开环和闭环飞机的飞行进行了仿真计算和分析.仿真结果表明:积冰对飞机的配平特性、响应特性以及自动驾驶性能均造成不良的影响,对飞行安全构成了一定的威胁.     

敏捷性飞机飞行控制系统设计方法研究

对敏捷性飞机飞行控制系统的设计方法进行了研究,研究表明当飞机进行大迎角机动时,飞机可以获得敏捷性机动能力,在这种情况下,飞机的动力学特性呈现非线性的特征,此时飞行控制系统的设计是一类非线性控制系统的设计问题,设计可采用非线性动态逆的方法进行,为简化控制律和工程因素,重点研究了利用一阶动态作为系统的反馈线性控制,以得到线性化的系统,在此基础设计跟踪控制器,以满足大迎角非线性机动时的性能要求,最后以Ｆ     

基于任务评定的战斗机大迎角飞行控制律设计方法

针对现代战斗机大迎角机动的飞行控制设计问题,在角速率指令非线性动态逆控制律基础上,引入表征期望飞行品质的理想参考模型,构成了模型参考动态逆飞行控制律,并借助基于任务的飞行品质评定方法完成了控制参数的整定,从而实现了对飞机大迎角机动的控制.对设计结果进行了时域和频域仿真,并使用基于任务的飞行品质评定方法对闭环系统的飞行品质进行了评定,验证了控制律设计的有效性.通过不同任务下评定结果的对比,说明了这一方法在揭示飞机大迎角飞行品质特性和特定任务对飞行控制律的特殊要求这两方面的优越性,可用于战斗机大迎角机动的非线性飞行控制律设计与飞行品质的评定.      

非对称受损飞机多变量模型参考自适应控制

针对非对称受损的常规布局飞机,对其自适应控制设计方法与适用条件进行了研究.建立了非对称结构受损飞机的非线性模型,详细讨论了模型的线性化过程以及受损造成的纵、横向间动态耦合项;结合常规布局非对称结构受损飞机的物理特性,对多变量模型参考自适应控制器设计的关键条件：关联矩阵和高频增益矩阵顺序主子式符号的不变性做出了证明,确立了该方法在非对称结构受损飞机上应用的理论可行性;通过仿真验证了MRAC（Model Reference Adaptive Control）方法对非对称结构受损飞机控制的有效性.     

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.     

起飞模态的综合飞行矢量喷管控制系统设计

通过对背景机加装鸭翼或矢量喷管,采用四种控制方案,研究了矢量喷管控制对飞机起飞性能的改善作用.根据飞机起飞过程,建立了各运动阶段的飞机纵向运动模型.分别设计了各控制方案的综合飞行/矢量喷管控制的综合系统控制律.在已建立的运动模型和非线性推进系统模型上,进行了起飞过程的数学仿真.仿真结果表明,所设计的综合系统控制律较好地完成了起飞任务.主要性能数据表明,矢量喷管与相应舵面协调控制明显改善了飞机的起飞性能.     

飞机风扰响应特性的模拟与评定方法

针对飞行试验研究飞机风扰响应特性时存在的安全性与经济性问题,提出了一种在平静大气中模拟及量化评定飞机风扰响应特性的方法。通过设计舵面输入指令来激励飞机,使其产生能够模拟受到风扰的运动响应,进而完成飞机风扰响应特性的评定。以某型飞机为算例,基于PID控制方法设计了激励指令信号,模拟了飞机遭遇垂直突风与侧风后的响应特性,并基于时域峰值法评定了飞机的稳定特性。采用低阶等效拟配的方法对基于风扰响应数据评定所得的稳定特性结果进行了对比验证,结果表明,所建立的模拟风扰响应的控制指令设计与稳定特性评定方法是正确合理的。研究方法与结果对于飞机风扰响应特性的飞行试验评定等具有一定的参考价值。      

高空风对大型客机航线性能的量化影响

高空风会影响大型客机航线飞行的油耗和飞行时间。本文提出了一种计算高空风对航线性能量化影响的方法,并分析了高空风对航线性能的量化影响。建立了有风条件下飞机的飞行仿真模型,提出了针对飞机航线飞行的驾驶员建模方法,基于"驾驶员-飞机"闭环数字虚拟飞行仿真方法,提出了一种计算高空风条件下飞机航线性能的方法。对算例飞机在典型航线下的油耗、飞行距离、飞行时间进行了计算与分析。结果表明:在飞行距离相同时,顺风可以减少飞机的航线飞行时间并降低油耗,逆风会增加飞机的航线飞行时间并增加油耗;由于高空风的影响,部分航线往返飞行时,油耗和飞行时间相差较大;对于部分远程航线,由于高空风的影响,为满足最大起飞重量限制,飞机需要减小商载以装载更多燃油,确保能够飞抵目的机场。     

临近空间风切变特性及其对飞行器的影响

基于MERRA再分析资料的风场数据,根据数理统计理论,对酒泉（39.1°N,98.5°E）上空临近空间的20~78 km的大气风场进行了风切变特征分析,并分析了临近空间风切变对飞行器的影响。研究表明,临近空间最多风向在1月和10月为西风,7月为东风,4月在50 km以下为西风,以上为东风;99%概率最大风速在1月最大;最大风引起的风切变存在一定的高度范围。根据最大风和最小风给出了综合矢量风。此外发现临近空间风切变对飞行器产生的风攻角显著,对马赫数为3、5和8的飞行器产生风攻角在69 km最大,分别为8.5°、5.1°和3.2°。      

气象因素对飞机进近飞行燃油效率的影响

气象因素对航空飞行意义重大。为了考察航空飞行的燃油效率,基于飞机性能数据库（BADA）模型,考虑气象因素,建立飞机燃油消耗的修正模型。以广州白云国际机场某进港航班为例,开展飞机进近飞行仿真试验,从燃油流量和燃油消耗量2个维度分别讨论气温、气压、风速变化对飞机燃油效率的影响。结果表明:气象因素与飞机燃油效率存在明显的相关性。当飞机飞行高度一定时,气温升高,燃油流量和燃油消耗量增大,燃油效率降低;气压增强,燃油流量无明显变化,燃油消耗量略有降低,燃油效率升高;风速增加,燃油流量和燃油消耗量先减小后增大,燃油效率先升后降,风速为4 m/s时燃油效率最高。当飞机飞行高度下降时,气温和气压升高,风速下降,燃油流量小幅度波动上升,燃油效率降低。最佳气象条件下,一次进近飞行能减少约3%的燃油消耗。研究结果对提高实际飞行的燃油效率有一定的参考意义。      

全升力飞行器流场诱导流动现象改善效果

碟形飞行器是一种小展弦比全升力飞行器,采用一种仿生的鱼鳍型小翼对绕碟形飞行器的诱导流动现象进行改善,削弱翼尖诱导旋涡,提高整机气动效率.应用高精度风洞试验和以该风洞试验数据为校验的数值模拟,对鱼鳍型小翼的作用进行了研究,从风洞试验和数值模拟两方面给出了评判.研究结果表明:鱼鳍型小翼对碟形飞行器的诱导流动现象有较大的改善效果.     

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.      

基于PSO-BP神经网络的平流层风场短期快速预测

平流层风场环境对临近空间低速飞行器驻空飞行性能有重要影响。研究了基于PSO-BP神经网络的平流层区域风场建模与快速预测方法,根据历史风场数据,采用主成分分析法对数据进行降维处理,通过BP神经网络对风场进行预测建模,利用粒子群优化（PSO）算法对其进行优化,采用Biharmonic样条曲面插值方法构建区域预测风场。以南海地区5年历史风场为对象,对比分析了基于BP神经网络和基于PSO-BP神经网络的风场预测模型,结果表明:使用具有全局寻优特性的PSO算法改进BP神经网络,能够有效避免传统BP神经网络易陷入局部最优的缺点,提高预测精度;通过结合PSO-BP神经网络预测与Biharmonic样条曲面插值,可实现区域风场的预测。研究结果可为临近空间低速飞行器的轨迹规划与区域驻留等任务的高精度区域快速预报风场提供解决途径。      

火星再入飞行器风洞试验与真实飞行之间相关性的探讨

由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO₂风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。      

基于高阶LADRC的V/STOL飞机悬停/平移 模式鲁棒协调解耦控制

针对垂直/短距起降（V/STOL）飞机在悬停/平移模式下存在的动力学耦合、推力矢量控制冗余以及易受扰动风影响的问题,提出了一种基于高阶线性自抗扰控制（LADRC）的鲁棒协调解耦控制方法。首先根据V/STOL飞机的概念方案,建立了推力矢量模型和扰动风影响下的非线性悬停/平移运动模型。然后在此基础上,给出了该模式下位置和姿态的协调控制策略,据此通过控制量变换设计了六通道的自抗扰解耦控制律,其中利用LADRC对总扰动的实时估计补偿能力避免了多推力矢量的冗余控制。仿真比较结果验证了LADRC对悬停/平移模式控制的有效性以及对飞机内部参数摄动和外界突风干扰的鲁棒性。      

碟形飞行低速特性

碟形飞行器是一种新颖的,采用翼身融合布局的飞行器.为获得碟形飞行器在低速条件下的总体特性,对其进行了风洞测力和动导数测量试验,结合稳定性分析和模型试飞研究了其总体性能.研究结果表明:碟形飞行器最大升阻比为12.2,失速迎角28°,全机纵向模态稳定,横航向滚转模态和荷兰滚模态稳定,螺旋模态发散,具有良好的飞行品质和综合性能.