飞行控制系统的仿人智能控制

本文讨论了仿人智能飞控系统的设计,提出了系统的基本结构,仿人智能控制的基本原则,特征模型的划分和智能控制规律的构成。据此,针对某型飞机设计了仿人智能飞行控制系统的知识库、数据库、规则库和推理机构。同时,用数字仿真证明了这种系统具有优良的控制品质,很强的鲁棒性和适应性,以及良好的解耦能力。     

展望系统辨识方法在大攻角气动问题研究中的应用

在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。     

壁压法用于高速风洞洞壁干扰修正

本文介绍用壁压信息法对高速风洞模型试验进行洞壁干扰修正的方法。这种方法使用风洞壁附近壁压分布测量数据和模型受力数据进行洞壁干扰修正计算,不涉及风洞壁的通气特性,可用于各种通气壁或实壁高速风洞。用本法计算了各种模型在多种风洞试验段(实壁、柔壁、孔壁、缝壁)中的数百种试验状态。试验马赫数范围是0.5到0.9,试验雷诺数范围是2×10~6～1×10~7。计算结果和国外最新修正方法及无洞壁干扰N-S方程计算结果进行了比较,证实了本文方法的正确性和实用性。     

战斗性机动飞行的智能反步自适应控制

针对飞机战斗性机动飞行时模型非线性和参数不确定性的特点,提出了一种非线性反步自适应控制方法.在系统输入输出反馈线性化基础上,基于滑模的思想适当选取李亚普诺夫函数,通过反步的方法回馈递推得到控制律,并且利用粒子群算法优化固定参数改善动态性能,同时设计相应的自适应律来调节未知参数,最后通过伪逆控制分配方法得到最终控制信号.仿真结果表明:在较大的模型气动参数不确定条件下,所设计的控制律仍能理想地跟踪飞机战斗性机动指令飞行,同时具有快速的收敛性和良好的鲁棒性.     

"全球观察者"无人机完成首次氢燃料动力飞行试验

今年1月6日,美国航空环境公司研制的"全球观察者"(Global Observer)无人机在爱德华空军基地成功地完成了以氢燃料为动力的首次飞行,标志着"联合能力技术验证"(JCTD)计划的验证与使用功效阶段工作的正式启动.该公司凭借在液氢燃料关键技术方面所取得的突破,放弃了长期探索的太阳能动力方案,转而采用氢燃料动力...     

民机电传飞控系统的飞行品质适航性设计与验证

现代民机多采用电传飞控系统,它使飞机的飞行品质发生了改变,但当前的适航规章并不完全适用于采用电传飞控系统的现代民机,因此,有必要对采用电传飞控系统的民机飞行品质的适航性设计与验证进行研究。     

国外航空十件大事

俄罗斯第五代战斗机T-50首飞 1月29日．苏霍伊设计局研制的俄罗斯第五代战斗机（PAKFA）的首架原型机T-50成功首飞。整个飞行过程持续47分钟,航程超过1000千米．最高速度接近2000千米／时。     

异形无骨架线圈的绕制方法

介绍了一种喇叭型空芯线圈的绕制方法，提供了异型线圈绕制的新思路。     

GAMECO完成首次AFIRS系统改装工作

GAMECO高检车间电子班组日前顺利完成公司首次AFIRS(自动飞行信息报告系统)改装,此次要求进行AFIRS改装的是冰岛航空的波音767(TF-FIB)飞机。AFIRS属于航空电子系统,主     

可重复使用航天器基于状态估计的再入飞行滑模控制器设计研究

给出了一种可重复使用航天器再入飞行鲁棒控制方法。在给定可用制导指令和干扰、不确定性的上界条件下，综合利用快慢双回路连续滑模控制方法，生成包括气动舵面和反推力控制系统（RCS）发动机的控制指令，得到了在建模误差和外界干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和解耦特性的气动角和姿态角速率跟踪结果。滑模控制抖振抑制逻辑利用李亚普诺夫方法，构筑滑模干扰观测器，并依据自适应增益调节思想，有效消除了控制抖振，保证了工程实际应用的能力。以某型可重复使用航天器为例，在考虑到模型不确定性、风扰以及测量噪声的情况下．通过不同的控制律设计结果对比表明，该方法高效、可靠。