小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制

研究了倾转旋翼机的飞行数学方程,建立了小型无人倾转旋翼机在直升机,倾转及飞机飞行模式的飞行力学仿真模型,计算得出配平工作点处各通道的操纵量和飞行器的飞行姿态,通过各飞行模式的仿真结果确定了该飞行器的全模式飞行策略,飞行试验表明仿真结果符合倾转旋翼机的飞行特性.最后利用特征结构配置算法对小型倾转旋翼机进行解耦控制,并得到良好的解耦效果.     

考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化

为了能在倾转旋翼机单发失效轨迹优化的研究中考虑到驾驶员的反应特性,建立相应的增广飞行动力学模型并进行计算分析。首先,以倾转旋翼机基本纵向刚体飞行动力学模型为基础,建立旋翼拉力系数、旋翼后倒角与操纵杆量之间的关系,并引入延迟环节、惯性环节和操纵速率限制来模拟驾驶员的反应特性,形成适用于倾转旋翼机单发失效轨迹数值优化研究的增广飞行动力学模型。然后,采用直接转换法将轨迹优化对应的最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。最后,以XV-15倾转旋翼机为样机,计算短距起飞单发失效后的最优着陆过程,并与相关文献结果进行对比。对比结果表明:考虑驾驶员的反应特性后,优化得到的状态量、需用功率、拉力系数和旋翼后倒角变化更加柔和,着陆时间和距离有所延长,操纵杆量变化更加合理。除此之外,随着驾驶员感知延迟时间增加,最优着陆过程所需时间会增加,且着陆时触地速度也会增大,但操纵量变化趋势基本一致。考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化可以为驾驶员实施安全着陆提供更加有用的依据。     

倾转旋翼/机翼耦合系统过渡飞行瞬态响应分析

基于多体动力学方法建立倾转旋翼机过渡飞行瞬态响应分析模型,研究过渡飞行状态下倾转旋翼机非线性非定常气弹耦合动力学特性;通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲影响,修正直升机旋翼常规动态入流模型。集成非定常动态入流方程与倾转过渡飞行的多体动力学方程,建立倾转旋翼机过渡飞行状态下时域非定常耦合分析模型。以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例,分析倾转旋翼机倾转过渡飞行瞬态响应时间历程。数值计算表明:本文建立的时域模型能够快速有效分析倾转旋翼机在过渡飞行时的瞬态特性,能够反映倾转旋翼机旋翼/机翼间复杂的气弹耦合动力学关系。     

动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响研究

在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义.     

倾转旋翼机小速度前飞的尾迹涡演化及其对平尾的影响

采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾无影响。随着前飞速度增大,喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡,喷泉涡产生于机翼上表面,呈流向涡形式向下游输运,从平尾上方通过。前飞速度进一步增大（≥16 m/s）,产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强,从平尾侧边通过,并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动,使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态,旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱,对平尾的影响也减弱。     

四旋翼倾转飞行器操纵冗余设计

建立了四旋翼倾转飞行器旋翼、机翼、机身的非线性气动模型和飞行动力学模型,并在Matlab/Simulink环境下搭建了仿真模型,根据仿真模型计算各个操纵面的操纵效率,确定了不同状态下各个通道需要用到的操纵方式,结合飞行动力学模型和操纵方式,在纵向通道上进行了全包线的配平计算,表明了操纵策略的可行性。     

直升机模式下倾转旋翼机多体气弹动力稳定性分析

通过多体动力学方法建立了倾转旋翼机动力学分析模型。结合动力入流，研究了直升机模式下倾转旋翼机非线性非定常气弹耦合动力学特性。集成了非定常动态入流方程与倾转过渡状态的多体动力学方程，建立了倾转旋翼机时域非定常气弹耦合分析模型。以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例，在直升机模式下分析了桨叶摆振刚度及飞行速度对倾转旋翼机气弹稳定性的影响。数值计算表明：建立的多体动力学模型能够快速分析直升机模式下倾转旋翼机复杂的旋翼／机翼气弹耦合动力学特性。     

基于广义动态尾迹倾转旋翼飞行器数学建模

为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,采用广义动态尾迹理论建立旋翼的诱导速度模型,进而建立了旋翼气动力计算模型;考虑旋翼尾流对机翼的影响,建立了机翼气动力模型;考虑旋翼和机翼对其他升力面的气动干扰,建立相应的气动力计算模型;最后以XV 15倾转旋翼飞行器为例,对建立的模型进行验证。仿真结果表明：建立的飞行动力学模型可以很好地反映飞行器的物理特性,适用于倾转飞行器的飞行动力学研究。     

倾转旋翼飞行器的操纵策略和配平方法

根据倾转旋翼飞行器的构型特点,建立了倾转旋翼飞行器旋翼、机翼、短舱、机身、平尾(含升降舵)和垂尾(含方向舵)的气动力模型,研究了倾转旋翼飞行器的操纵策略以满足直升机模式的悬停/小速度飞行、直升机模式向固定翼飞机模式转换的过渡飞行和固定翼飞机模式的高速飞行,并运用最优方法研究倾转旋翼飞行器在不同飞行速度下作稳定对称飞行时的配平方法.最后以XV-15倾转旋翼飞行器为例,进行各种飞行模式的配平.结果表明:本文所述方法能合理地给出倾转旋翼飞行器在整个稳定飞行速度范围内的操纵量和姿态.     

变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

变体飞行器智能变形与飞行控制技术研究进展

变体飞行器在航空、航天和兵器等领域具有极为重要的应用前景。智能变形与飞行控制技术是包含众多学科和应用的综合性技术。首先归纳了变体飞行器的具体分类及特性,分析了变体飞行器的变形结构和智能材料发展状况,研究了变体飞行器的动力学建模与飞行控制技术,总结了变形技术在微小型飞行器、无人机、高超声速飞行器以及导弹等领域的应用现状,最后展望了全局高度仿生化和高速跨域化、结构与控制耦合影响机制、智能材料和变体结构驱动一体化等亟待突破的关键技术。     

AC500飞机尾旋特性飞行试验研究

飞机机翼翼型选择、修型和优良的气动布局设计是保证飞机具有良好尾旋特性的关键。本文在详细介绍尾旋机理及适航合格审定要求的基础上,采用飞行试验方法对AC500单发正常类飞机尾旋特性进行了研究,结果表明:AC500飞机不会由失速无意中自动进入尾旋,必须经有经验的驾驶员有意操纵才能进入,未经培训的驾驶员难以操纵进入,且进入后容易改出。本文推荐的试飞方法可供其他小型民用飞机型号合格审定尾旋科目飞行试验借鉴。     

基于神经网络的飞机极限数据专家系统

利用神经网络专家系统的方法时飞机飞行参数的极限允许值进行计算，可以使推理过程变得简洁、清晰，避免了常规方法在软件实现上的诸多缺点。同时，本文采用一种模糊规则方法对神经网络专家系统的推理行为进行描述，使得神经网络专家系统能够回答有关why和how的询问。以最大允许马赫数的计算为例，本文设计了用于该参数推理的神经网络专家系统．并给出了简单算例。     

一种基于动态逆的控制方案在无人机中的应用研究

动态逆技术通过成功的实际飞行测试而获得广泛认同,目前该研究热点在于对象模型的不确定性的抑制及鲁棒性的研究。文中提出一种基于在线神经网络的新型动态逆控制器,其主要思想是通过在线迭代的神经网络最大程度地挖无人机非线性不确定模型及其逆模型,同时通过一个梯度修正环节来补偿误差的影响。仿真验证包括三部分：对极快变量回路的仿真、航迹角跟随的仿真以及三维空间中对给定轨迹的跟踪。仿真结果表明,该方案能够解决精确的     

大机动无人机飞行轨道计算中两个问题的分析

本文讨论无人机作大机动飞行时,轨道计算中必须考虑的两个问题。 一个问题是按照大机动无人机的油箱结构,考虑燃料消耗和前后左右的波动所引起的无人机重心位置的变化。这个变化引起的作用在无人机上的力矩的变化对无人机进入和退出大机动时的飞行参数有明显的影响。另一个问题是da/dt的计算,文中推导了准确计算的公式,按此公式考虑无人机转动受下洗气流的影响,可以准确地计算出阻尼力矩的影响。 在轨道计算中计及这两个问题后,不仅可以计算出无人机在大机动飞行中高度和速度的波动,而且可以计算出滚转角的波动,这和实际飞行情况是比较接近的。     

小型螺旋桨飞机动力装置特性试验研究

小型螺旋桨飞机的动力装置一般由活塞式发动机和螺旋桨两个主要部分组成。本文用实验验证和理论计算的方法,研究了活塞式发动机和螺旋桨性能传统的估算方法所得到的数据与实测结果之间的偏差,并进一步研究了发动机和螺旋桨性能参数的不同匹配对整个飞机动力装置特性的影响。研究结果表明,传统的估算方法对于装小型活塞式发动机的螺旋桨飞机也是适用的。用传统的估算方法所得到的各种性能数据与实验测试数据比较,相对误差的最大值均低于１０％,这对工程应用来说,是可以接受的。文中还用试验数据和试飞实例说明了对动力装置匹配参数加以优化的重要性。     

高机动型高度差传感器的飞行过载性能分析

本文根据传感器机裁机动飞行试验情况,从离心过载性能分析着手,着重讨论传感器在高机动过载条件下可靠工作的因素.通过工程性分析与计算,论证了传感器的机载飞行性能。并从工程角度出发,为完善传感器的改装措施提供了分析论据。