基于改进QFT方法的直升机飞行控制与仿真

针对直升机飞行包线上由对象数学模型的大范围变化带来的系统不确定问题,采用一种改进的定量反馈理论(QFT)方法进行直升机飞行控制器设计。首先利用H∞回路成形方法实现系统不同控制通道的解耦,将多输入多输出问题转化为单输入单输出问题,然后针对每个单输入单输出系统采用QFT方法进行控制器设计,从而简化QFT的设计过程提高控制效果。将该方法应用于UH-60A直升机的飞行控制,设计了该型直升机在五种飞行状态下的全包线飞行控制器。仿真结果表明:所采用方法具有良好的控制效果,验证了该方法的有效性。     

运载火箭整流罩内声场空间相关特性研究

运载火箭起飞段发动机喷流经过导流槽、发射台产生的噪声载荷会对地面发射设备造成一定的破坏,由噪声引发的振动对于运载火箭自身也会造成严重影响。总声压级、声功率谱密度及空间相关系数3个参数可描述完整的噪声场,但空间相关系数关注很少。由于空间相关特性的差异,同一声压级不同性质的噪声场在结构上产生的振动响应不同。从噪声场空间相关的基础理论出发,给出了空间相关理论曲线,研究了混响室空间相关特性;以某型号运载火箭整流罩为研究对象,开展星箭系统级噪声试验,获取了运载火箭表面声场分布规律,并基于试验数据研究了空间相关归一化表征方法,对比分析了混响室和整流罩内声场特性,结果表明整流罩内声场与混响声场空间相关特性接近,为运载火箭载荷与环境设计提供输入,为整流罩及有效载荷噪声环境试验方案设计提供支持。     

民用高速旋翼飞行器发展战略分析及关键技术展望

面向直升机高速化的发展趋势,总结了国外高速旋翼飞行器的发展历程,开展了高速旋翼飞行器与直升机、通航飞机、公路、铁路等交通运输工具的效能仿真对比,基于潜在的民用市场需求,综合分析了高速旋翼飞机器在交通运输系统和应急救援体系中的优势与劣势。结果表明,民用高速旋翼飞行器在中国具有明确的战略发展定位,一方面可作为交通体系干支通、全网联的重要节点,以突出的任务效能融入交通运输应用体系;另一方面,面向中远程应急救援的需要,可满足敏捷救援体系响应速度的需求,填补现有直升机应用领域的空白。最后,针对重点发展构型,展望了中国未来民用高速旋翼飞行器的关键技术。     

商用涡扇发动机推力控制故障处置功能解析

针对运输类飞机对动力装置必须确认任何单一失效或故障及可能的失效组合都不会危及飞机安全飞行的适航要求,经工程研究和飞机运营经验证明,原有的通过安全性分析以及申请豁免来表明设计符合性的验证方法存在不足,为了保障飞机飞行的安全性,可增加推力控制故障处置(TCMA)系统。以B787飞机配装的GEnx发动机TCMA系统为研究对象,采用系统工程的方法研究和分析了该系统的安全性需求来源、符合性验证方法及其演进、TCM事件危害、TCMA系统架构和系统功能,其中包括事件侦测、处置逻辑、激活功能监控与内部自检BIT等功能。分析结果表明:TCMA系统是1个集成的智能控制系统,在TCM事件发生后无需飞机机组人员干预,能够自动处置并保障飞机的飞行安全。     

基于飞/发一体化的Ma=8~10飞行器任务性能快速评估与分析

针对典型飞行马赫数Ma=8~10高超声速飞行器/超燃冲发动机一体化构型,建立了飞/发性能一体化模型,可以快速评估飞行器气动力、发动机性能和飞行任务性能。对比了在起始推重比为0.3、0.4、0.5和0.6下的飞行器飞行性能,以燃料消耗最小为目标,基于飞/发性能一体化模型,利用MATLAB优化工具箱中的序列二次规划（SQP）算法,得到了该飞行器的最优起始推重比为0.422。给出了Ma=8~10飞行器/发动机的概念方案总体参数,在载荷质量为1 000 kg下,飞行器总质量为5 943 kg,发动机推力为2 505 daN。该飞行器在攻角范围为4.1°~3.8°下总的飞行时间为489 s,飞行距离为1 360 km。     

空间复杂运动增升结构随动加载技术

某工程襟缝翼运动机构疲劳试验采用大后退量、三段式(前襟、主襟、后襟)富勒襟翼结构,翼面运动为平动和转动的空间复合运动形式,具有多段重叠面积大、偏转速率变化大、剖面轨迹差异大等特点,使翼面运动过程中始终垂直于翼面的交变载荷同步精准施加面临巨大挑战。因此,首次研发了一套空间复杂运动增升结构随动加载系统,包括翼面偏转、随动机构及协调加载等多套控制系统,涉及角度、位移、载荷、速度等多个控制参量,通过多系统多参量耦合同步控制技术,实现了翼面偏转自主控制及翼面交变载荷精准施加,保证了翼面加载点作动筒方向、载荷、翼面偏转角度实时协调同步,确保了翼面偏转全过程随动加载。测试结果显示：翼面运动过程载荷动态误差小于3%,此随动加载系统是可行、有效的。     

面向无人机自组网的路由消息完整性保护方法

安全性是无人机自组网路由协议面临的重要挑战之一.针对现有工作对分级路由协议中拓扑构建消息安全性防护的不足,本文针对分级无人机自组网的路由协议提出了一种拓扑构建消息的安全保护方案,该方案可以保证分级无人机自组网在拓扑建立过程中节点间交互消息的完整性,从而避免完整性遭到破坏的信息被用于网络拓扑构建以及创建路由的过程中,提高...     

高能电弧等离子体激励控制双压缩拐角激波/边界层干扰实验研究

超声速/高超声速飞行器进气道入口处多采用多级压缩构型,其诱导的激波/边界层干扰严重影响进气道效率和飞行器的气动性能,因此对双压缩拐角激波/边界层干扰进行流动控制具有较强的应用背景。在来流速度为Ma=2.0的风洞内,针对三种典型的双压缩拐角构型,开展了高能流向脉冲电弧放电阵列调控双压缩拐角激波/边界层干扰的实验研究,并对激励流场的高速纹影图像进行了空间梯度阈值处理和均方根处理。结果显示,在激励的作用下两道分离激波的强度均减弱,验证了利用高能流向脉冲电弧放电阵列控制双压缩拐角激波/边界层干扰的可行性。在分析控制效果的基础上,获得了在不同构型拐角的流场中前驱冲击波列和控制气泡的演化规律,结合控制效果的时序特征,最终揭示了高能流向脉冲电弧放电阵列作用于双压缩拐角激波/边界层干扰的前驱控制和接续控制的接力控制机理。     

座舱盖跨声速阻力特性的试验研究、理论计算及工程应用

本文通过座舱盖跨声速阻力的试验研究及理论计算程序的设计,建立了高速座舱盖参数选择、工程估算及理论计算预测性能的方法,完成了试验前的理论设计工作。经4个系列13个座舱盖模型的试验,分别研究了座舱盖最大高度、最大宽度、细长比及风挡后倾角对阻力特性的影响,为高速飞机座舱盖气动设计的参数选择提供了一般准则;并为座舱盖跨声速阻力的工程估算提供了应用曲线。本文用有限差分法建立了可适用于不同外形的机身-座舱盖的压力分布及气动力计算的程序。     

直升机对风切变的响应

本文研究了直升机对风切变的动态响应。文中采用两种不同的风切变模型,按规范要求,利用对数模型分析了直升机对风切变的动态响应,利用线性模型分析计算了风切变参数对直升机动稳定性特征根的影响。所用的桨叶具有水平铰外伸量,桨叶根部有弹性约束,且仅考虑桨叶的刚性挥舞运动。诱导速度在桨盘处的分布则采用王氏固定涡系涡流理论所导出的诱导速度非均布公式。本文对直升机动力学方程不作线化处理。 本文推导计及风切变速度的旋翼力和力矩、旋翼挥舞运动方程和直升机动力学方程,最后以某型直升机为算例,用较好的计算方法计算了平衡数据和稳定性特征根以及对风切变的响应,并分析了风切变参数对稳定性的影响。