直升机控制系统的内/

提出了一种新型的内／外回路控制结构,系统地阐述了此结构在直升机控制系统中的应用。内回路主要使各个通道解耦,改善系统的稳定性,并使系统具有速率响应特性;外回路采用输出反馈,对已解耦的不同通道分别进行单回路设计。其中内回路的解耦特性是内／外回路设计概念的基础,采用特征结构配置技术有效地实现了内回路的通道解耦。采用内／外回路结构所设计的直升机控制系统具有良好的指令跟踪性能、抗干扰特性以及良好的解耦响应特性。实例研究充分展示了这些特点。     

利用压电驱动器改善飞机的横滚性能

利用分布粘贴在矩形机翼上下两面的压电驱动器 ,验证了使用该类结构提高飞行器横滚能力的可能性。针对常规的副翼操纵面与虚拟操纵面 (FictitiousControlSurface)两种方案 ,比较了在不同速压或不同刚度下两类方案的表现。分析结果表明二者有本质的差别 :对于常规的副翼操纵方案 ,气动弹性效应是不利的 ,必须保证机翼具有足够的结构刚度以防止副翼反效问题 ;但对于虚拟操纵面方案 ,气动弹性效应是有利的 ,可以使用较小的能量控制较为柔软的机翼达到要求的横滚性能。计算结果显示 ,利用压电驱动器的方案可以大大减少结构重量     

辅助驾驶员操纵的预见显示及预测控制

针对人具有预见、预测能力和驾驶员操纵品质要求,提出了辅助驾驶员操纵的预风显示及预测控制方案。应用预见控制技术对驾驶员最优控制模型,显示与控制协调性合成设计的预见加速显示进行了研究,建立了驾驶员跟踪目标信号的最优预见控制模型和基于系统状态的预见加速显示的人机预测控制结构。用非零和协调性动态规划法进行驾驶员－显示器－控制器的最优协调性合成设计。可减轻驾驶员的操纵负担,提高了飞行品质和主观评价。     

飞机含人操作系统中驾驶员控制模型研究

概述了飞机含人操纵系统中驾驶员控制模型的发展,及驾驶员传递函数模型及最优控制模型的应用研究,基于最优控制模型的分析方法,考虑人的预测性,自适应性,并应用智能控制神经网络、模糊控制和预测控制方法提出了新型的驾驶员决策控制模型。进行人机闭环系统性能分析,用以提高人机控制的精确性和驾驶员的操纵品质评价。     

单框架控制力矩陀螺奇异问题研究

 研究单框架控制力矩陀螺群的奇异问题。给出了一种新的奇异度量,并推导出利用该度量的简洁的零运动公式。对于不同的构型,该度量反映了陀螺群Jacobian矩阵求逆运算的误差灵敏度,且具有相同的取值范围,因此在分析各种构型的优劣时具有可比性。上述结论通过数值仿真给出了验证。对常用的行列式形式奇异度量,给出其零运动的清晰公式。基于奇异值分解,给出陀螺群的各类操纵律,证明了奇异方向与分解矩阵的关系,明确框架锁死出现的条件和鲁棒操纵律调控的依据。给出五棱锥构型奇异角动量体的切片图,为角动量体内奇异的出现提供了认识的方法;对失效情况下的五棱锥构型,通过奇异角动量曲面图和具体的切片图,直观地得到其内部形式和特性的显著变化。     

W型无尾飞机的操纵机理与稳定特性研究

 W型无尾飞机基于前掠翼及翼身融合的一体化设计,取消了平尾和垂尾,可大幅降低雷达反射截面积,减轻结构重量;同时具有亚声速气动效率高、横航向操纵面效率高的优势。根据该构型的特点,配置设计了新型的多操纵面,并研究了其新的操纵机理。在此基础上,计算分析了这一新布局飞机特殊的三轴稳定特性,研究表明,W型无尾飞机的纵向阻尼不足,纵向短周期和长周期模态分别仅满足III级和II级飞行品质;横航向都是静不稳定的,动稳定性表征为滚转模态的发散和荷兰滚模态稳定,并分析了其可能的物理成因。最后研究了横航向静稳定性导数对W型无尾飞机横航向稳定边界的影响。研究方法和结果对于新布局飞机初步设计具有重要参考价值。     

操纵面对跨声速机翼气动弹性特性的影响

 运用基于非定常CFD的气动力辨识技术,得到跨声速非定常气动力降阶模型。耦合结构动力学方程,建立了基于状态空间的跨声速气动弹性分析模型。分析了典型三自由度二元机翼的颤振边界,分析结果与CFD/CSD直接耦合方法吻合。然后研究了操纵面结构参数（固有频率和重心位置）对跨声速气动弹性特性的影响。研究发现,一些传统的结构设计准则和颤振排除技术未必适用于跨声速状态;操纵面偏转模态常常成为诱发跨声速颤振的主要模态;经典的质量平衡技术可能会降低跨声速气动弹性系统的稳定性。     

飞航导弹靶试失控落点散布及建模分析

根据导弹在靶试飞行过程中可能出现的3种故障模式的机理与特点,分析、建立了各种模式下相应的故障弹落点散布模型,给出了据此采用蒙特卡洛方法计算故障弹落入给定区域的概率值的计算方法,可为导弹靶试安控设计提供依据。     

放宽静稳定电传客机纵向短周期品质评定方法

民用客机强调飞行的安全性和舒适性,由于设计与使用的特点,其短周期模态的自然频率、操纵灵敏度与带宽均较低,时间延迟较大,且一般采用不同于军用运输机的控制律构型。提出以军用规范作为参照的电传客机飞行品质评定及适航审定方法,是现代民用客机飞行控制律设计的关键问题。为改善某放宽静稳定构型客机的短周期飞行品质,设计了迎角、C^*和过载构型飞行控制律。按咨询通告AC25-7A所给出的操纵品质等级评定方法(HQRM),采用等效系统评定法、高阶频域法和高阶时域法评定了闭环飞机的短周期飞行品质及适航符合性。结果表明,军用规范条款对时延和带宽的限制对于客机可适当放宽。对于迎角构型,等效系统参数准则、带宽准则和俯仰速率响应准则均适用;过载构型评定应采用等效系统参数准则、俯仰速率响应准则;C^*属非常规响应构型,应采用带宽准则和俯仰速率响应准则评定。     

大展弦比弹性机翼梁腹板厚度优化设计

在设计机翼时,要求机翼不仅要具有足够的强度,而且还应具有足够的刚度,以保证其满足气动特性要求及其他要求。翼梁腹板厚度设计对机翼强度和刚度影响很大。所以,如何设计翼梁腹板厚度的展向分布,使机翼满足强度要求和刚度要求,是一个非常有意义的问题。本文针对某无人机机翼结构,研究了满足静强度要求、气动特性要求和副翼操纵效率要求的弹性机翼腹板厚度展向分布的设计方法。首先,根据无人机机翼气动特性设计要求设计机翼的刚度大小沿展向分布;然后,根据展向机翼刚度展向分布设计机翼腹板厚度分布;最后,分析该无人机在给定设计飞行状态下的强度和副翼操纵效率,并对其进行优化。