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通过改进优化传统A*算法,利用动态稀疏A*搜索(DSAS)算法在线设计了直升机贴地飞行轨迹.该算法采用逆向搜索方式规划航迹,在遇到新生探测威胁时,只需局部调整受到影响的航迹,减少了重新规划的范围,提高了搜索效率.此外,在生成节点时考虑了直升机性能及飞行约束,优化了搜索范围;并且根据影响贴地飞行航迹性能的各种因素,设计了航迹代价计算方法;利用层次分析法结合专家分析计算得到最优代价权值.仿真结果表明,该方法在线设计的飞行轨迹能够较全面地满足避障、贴地功能,相比稀疏A*搜索(SAS)算法节省了计算时间. 相似文献
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介绍了现代武装直升机所采用的先进的光电技术与武器装备,并就所要进行的演示/飞行验证的主要内容与方法进行了讨论,同时介绍了国外该技术的发展现状,最后就开展直升机机载光电(红外,激光)武器装备飞行鉴定的有关设备人了介绍。 相似文献
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本文分析和研究了驾驶员工作负荷、操纵功效和阻尼等对贴地飞行时直升机飞行品质的影响,导出了简化的驾驶员增益和驾驶员评定等级的工程计算公式,并与飞行试验数据进行了比较.结果表明,本文的方法可用于各种直升机的飞行试验和设计估算. 相似文献
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为了解决直升机前视告警系统在城市内告警成功率较低,对前视方向感知能力不足问题,提出一种基于多传感器信息融合的直升机城市内障碍物主动探测方法,以提高直升机前视告警的有效性。首先,研究了基于雷达与视觉信息融合的检测及跟踪方法,得到障碍物自身尺寸及经纬度数据信息。其次,提出一种障碍物数据处理方法,筛选障碍物数据并将其更新入机载地形高程数据库中。最后,基于三维仿真平台,结合典型算例进行仿真研究。结果表明:该方法能够对前视方向上的城市地形进行有效探测并准确更新,可用于保障直升机城市内飞行安全。 相似文献
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介绍反潜直升机搜潜系统目标探测试验方案的确定方法及海上试验概况,总结试验方案中各项参数的选择方法,分析各种因素对试验结果的影响,为今后直升机搜潜系统海上试飞提供改进依据。 相似文献
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直升飞机动力学逆问题是已知运动的控制规律,对直升机机动飞行和现代飞行控制律设计有重要意义。根据直升机飞行动力学逆问题研究的现状,概述现代飞行动力学逆问题的研究内容及进展,重点分析直升机逆仿真技术的特点,讨论直升机最佳机动控制与非线性控制律设计的途径与方法,展示直升机逆问题研究的前景以及存在的问题,供直升机设计和飞行动力学研究人员参考。 相似文献
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主要阐述直或机贴地飞行时的驾驶员诱发振荡问题,导出了贴地突防和迅速停止动作、地形跟踪时的“海豚”运动和贴地飞行时滑雪运动条件下诱发振荡时操纵位移和稳定裕度的计算公式,计算了Z-8直长机的纵向试验结果,并进行了误差分析。计算结果表明,所研究的方法是可行的,可推广应用于各种直升机的闭环分析和计算。 相似文献
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直升机在大速度飞行时的飞行载荷研究,是当前新机研制中急待解决的重大课题。为解决此问题,本文在平衡计算时,采用对传统旋翼公式进行修正,在旋翼导数计算时,输入约200条导数曲线,然后采用三元插值等方法,处理旋翼气动问题。本文以法国“海豚”直升机为算例,通过三种飞行速度与法国资料进行了对比计算,获得了满意结果。 相似文献
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准确计算直升机的悬停升限依赖于诸如桨尖损失系数,非均匀旋翼诱导速度分布,旋翼下洗引起的直升机增重效应及发动机与旋翼之间的功率传递系数等气动参数的准确度。然而,由于复杂的旋翼空气动力现象,准确预估以上气动参数有较大难度。本文提出了一种确定直升机垂直飞行状态上述气动参数的方法,该方法通过建立直升机垂直飞行状态的运动方程,实测直升机垂直飞行时的相关信息,采用参数辨识的方法得到直升机垂直飞行时的气动参数,然后,利用辨识结果确定直升机的悬停升限。结果表明该方法能有效地确定直升机垂直飞行时的气动参数及相应的悬停升限,且具有飞行试验简便,不受直升机装载和外界环境条件变化限制的特点。 相似文献
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直升机飞行动力学数学模型研究特点分析 总被引:3,自引:2,他引:3
根据国内外直长机数学模型研究情况,从飞行动力学角分析直升机数学模型的特点。重点讨论了不同研究目的直或机飞行动力学模型的区别,即分别对以非实时数值仿真,实时数值仿真和控制律设计为目的的直升机模型进行分析,阐述其在模型的运动方程数学形式,子模型的复杂性和选取,模型精度以及模型的应用范围等方面的特点,并简要介绍了目前用于直升机飞行动力学特性研究的综合分析软件系统和试验相关性研究。 相似文献
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本文重点研究带自动驾驶仪的“海豚”直升机的纵向飞行品质。文中首先给出自动驾驶仪的调节规律,继而列出装备有自动驾驶仪的单旋翼带尾桨式直升机的无量纲运动方程。其次,编制FORTRAN程序,在IBM-4341计算机上对悬停、小速度、中等速度和大速度前飞共五个速度进行调参研究。最后,按照我国航空工业部新近发布的《军用直升机飞行品质规范》对悬停、小速度和中等速度、大速度两类状态进行分析与讨论,并且得到了满意的评价。 相似文献
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应用基于Lyapunov直接法的非线性不确定系统鲁棒控制方法,为某型直升机垂直飞行模态设计了鲁棒控制律,该控制律能保证闭环系统具有全局稳定性。为验证所设计鲁棒控制律的有效性,对直机机垂直飞行的三 机动:设定点悬停、起飞着陆机和忽上忽下机动,分别进行了闭环系统仿真。仿真结果表明,所设计的控制律对系统参数的摄动具有很强的鲁棒性。 相似文献