稳定伞变阻尼过程动态特性研究

对稳定伞变阻尼过程的动态特性进行了研 究,仿真分析了稳定伞变阻尼时软管 椎套系统的动态响应过程。研究结果表明,通过改变伞撑角达到控制稳定伞阻尼的目的,从而使得加油装置下沉高度发生改变,达到控制加油锥套的位置。     

空中加油软管“甩鞭”现象安全性分析与仿真验证

对于软管式空中加油系统,由于受到加油机尾流、大气紊流、受油机艏波、飞行员操作水平、燃油压力脉动等各种因素干扰,加油软管难以稳定在平衡位置,在对接时常发生软管“甩鞭”现象（HWP）。软管“甩鞭”现象严重影响了空中加油任务的安全性,降低对接成功率,是空中加油过程的一种典型危险。基于系统理论事故模型和过程模型（STAMP）理论和系统理论过程分析（STPA）方法对空中加油过程的典型危险——HWP,开展了具体的致因分析,从控制模型的角度系统分析导致HWP发生的不安全行为和相应的致因场景,从系统层、不安全控制行为层和致因因素层分别提出避免空中加油软管HWP发生的一系列安全约束。根据软管HWP的危险功能控制结构,利用Simulink工具搭建仿真验证平台,以对接速度、卷盘机构控制、软管长度关键致因为模型输入,验证所提安全约束的准确性和可行性。      

自主空中加油变质量无人机建模与控制

针对空中加油任务中无人作战飞机(UCAV)的位置保持问题,进行了变质量UCAV的动力学建模与控制律设计.综合考虑了燃油传输对UCAV质量、惯性矩阵和质心位置的影响,基于相对惯性系的状态变量,推导了UCAV的动力学方程.建立了一个简单的油箱模型来模拟加油过程,设计了H∞最优控制律来实现UCAV的位置保持.通过非线性仿真,分析了燃油传输带来的动力学影响,仿真结果验证了模型的有效性和控制律的性能.     

A guidance law for UAV autonomous aerial refueling based on the iterative computation method

The rendezvous and formation problem is a significant part for the unmanned aerial vehicle（UAV） autonomous aerial refueling（AAR） technique. It can be divided into two major phases： the long-range guidance phase and the formation phase. In this paper, an iterative computation guidance law（ICGL） is proposed to compute a series of state variables to get the solution of a control variable for a UAV conducting rendezvous with a tanker in AAR. The proposed method can make the control variable converge to zero when the tanker and the UAV receiver come to a formation flight eventually. For the long-range guidance phase, the ICGL divides it into two sub-phases： the correction sub-phase and the guidance sub-phase. The two sub-phases share the same iterative process. As for the formation phase, a velocity coordinate system is created by which control accelerations are designed to make the speed of the UAV consistent with that of the tanker.The simulation results demonstrate that the proposed ICGL is effective and robust against wind disturbance.     

非线性动态逆空中加油自主对接控制

为实现无人机空中加油自主对接控制,建立了尾流影响下的UAV六自由度模型。基于非线性动态逆,设计了空中加油自主对接控制律。在常规非线性动态逆控制律设计的基础上,改进了航迹、姿态、角速率和自动油门等回路。通过设计航迹跟踪控制律和动态逆自动油门,实现了对锥套位置的跟踪和对接;考虑协调转弯约束和爬升速率约束,在设计过程中以姿态角代替气流角,克服了气流角控制带来的幅值、速率过大的问题,使受油机的控制更加稳定。最后通过仿真,验证了动态逆自主对接控制律的有效性。     

空中加油变质量建模与干扰补偿控制

为抑制空中加油给飞机带来的变质量影响,将质量的变化等效为对飞机的干扰力和干扰力矩,建立了变质量飞机的一般动力学模型,并经过小扰动线性化得到飞机带干扰的纵向状态方程.采用比例积分观测器(PIO)对干扰进行观测,基于观测值设计了补偿控制器以实现对变质量干扰的抑制.以受油机为例进行计算机仿真,结果表明,该模型有效地反映了变质量受油机的动力学特性,干扰补偿控制器能够实现对变质量受油机的精确控制.     

软式加油过程中软管鞭打现象数值模拟研究

对空中加油过程中软管锥套系统产生的鞭打现象进行了数值模拟.流场计算中的空间离散采用Osher格式,紊流模型采用S-A一方程模型;运用“刚杆-球铰”模型离散方法对软管锥套系统建模,建立了软管多体系统模型并推导其运动控制方程;采用一类基于相邻单元搜索算法,通过搜寻软管节点所在加油机尾流场网格的宿主单元,建立软管微段气动力与流场的联系.运用方法对软管锥套系统的动态特性进行了仿真,结果与国内外飞行试验结果相吻合.     

空中加油装备体系，美国空军的战略基石

从冷战时期建立有效空基核威慑战略出发，美国空军的空中加油装备体系始终围绕使命任务进行打造，并在今天成为美国空军“全球警戒、全球到达、全球打击”战略的基石。体系化发展与更新换代并行是美国发展空中加油力量过程中最显著的特点。     

半硬式平流层飞艇龙骨结构设计与有限元分析

文章基于内部带有龙骨的半硬式平流层飞艇的结构设计,应用ANSYS有限元分析软件建立了龙骨的计算模型。对约束条件以及结构单元参数进行了分析,得到了龙骨结构在重力载荷作用下的应力和变形。计算结果符合结构设计规范的要求,可以为半硬式平流层飞艇的结构设计提供参考。     

超长航时太阳能无人机带来的改变

美国正在试验具有超长续航能力的无人机,在一年或者更长的时间里这类无人机将无需返回基地维修或进行空中加油,这一概念有可能使传统航空体系变得毫无用武之地。