A CFD-based numerical virtual flight simulator and its application in control law design of a maneuverable missile model

A CFD-based Numerical Virtual Flight (NVF) simulator is presented, which integrates an unsteady flow solver on moving hybrid grids, a Rigid-Body Dynamics (RBD) solver and a module of the Flight Control System (FCS). A technique of dynamic hybrid grids is developed to control the active control surfaces with body morphing, with a technique of parallel unstructured dynamic overlapping grids generating proper moving grids over the deflecting control surfaces (e.g. the afterbody rudders of a missile). For the flow/kinematic coupled problems, the 6 Degree-Of-Freedom (DOF) equations are solved by an explicit or implicit method coupled with the URANS CFD solver. The module of the control law is explicitly coupled into the NVF simulator and then improved by the simulation of the pitching maneuver process of a maneuverable missile model. A nonlinear dynamic inversion method is then implemented to design the control law for the pitching process of the maneuverable missile model. Simulations and analysis of the pitching maneuver process are carried out by the NVF simulator to improve the flight control law. Higher control response performance is obtained by adjusting the gain factors and adding an integrator into the control loop.     

基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析

基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明：使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。     

发动机试车气路故障诊断系统的设计与应用

以发动机整机试验数据为研究对象,建立了一套发动机试车气路故障诊断系统.首先阐述了该系统的设计功能和总体流程逻辑;使用故障模式法和调整模式法建立了气路部件故障诊断和优化调整模块;然后以一个双轴分排涡扇发动机为例,针对气路部件故障诊断和优化调整给出了考虑噪声的数值试验分析.最后就该系统的发展进行了讨论.      

精密离心机的一种现场动平衡方法

精密离心机是测试与标定高精度加速度计在高过载下性能的惯导测试设备。精密离心机动平衡系统主要用来减小由不平衡量引起的振动,以提高旋转速率的平稳性和减小对大臂测试半径的影响。针对精密离心机具体结构的特点,为了提高动平衡调整的效率,给出了基于影响系数法的现场动平衡的方法,取得了较好的效果。     

推力矢量飞机控制律设计及过失速机动仿真研究

利用四元数法建立了带推力矢量的战斗机全量运动方程,依据逆系统理论对推力矢量飞机进行了适用于过失速机动和超敏捷性研究的控制系统设计。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性分成快慢不同的两组状态变量分别进行设计,并采用伪逆法解决了舵面分配问题。利用该控制系统对"眼镜蛇"飞机机动进行了仿真计算,结果表明该设计方法是可行的。     

滑模观测器在临近空间高动态UAV中的应用

针对临近空间高动态无人飞行器(UAV)再入飞行动态范围跨度大,气动参数存在不确定性等特点,利用李雅普诺夫方法设计了具有不同时间量程的双回路滑模控制系统。其中外环采用常规设计;内环控制器设计将控制力矩分为两部分:一部分对UAV已知的动态部分进行稳定控制;另一部分由相应的滑模观测器生成,用来稳定和削弱飞行过程中的干扰项,以增加控制系统的鲁棒性。该控制系统克服了经典控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性和强耦合的对象特性,并能适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性。仿真结果证明了所提出的控制器设计方法的有效性,具有较高的姿态跟踪精度。     

长焦距镜面的相位恢复检测技术研究

针对长焦距光学镜面在位检测的难题,引入相位恢复测量原理,提出了一种基于补偿镜的新测量方法以实现镜面的近距离在位检测.对测量原理和测量方案进行了分析,并构建了测量装置.     

模态综合的直接变换法

基于固定界面模态综合的Craig-Bampton方法,提出了模态综合的直接变换方法,该法在形式上更简洁,适用于大规模动力学系统的模态分析和动力学模型减缩。对采用直接变换法模态综合过程的计算误差做了分析,给出了计算误差界,阐明了模态综合后总体结构的固有频率与子结构保留主模态个数之间的关系。针对子结构界面自由度太大的情况,提出了直接变换法的分部算法,不需组集系统总刚度、总质量矩阵,仅在子结构的基础上完成系统的减缩。计算实例表明该算法的有效性及计算的稳定性。     

纵列式直升机悬停飞行品质研究

以适合于飞行品质评价的纵列式直升机非线性飞行动力学模型为基础,根据有人驾驶垂直/短距起落飞机军用品质规范(MIL-F-83300)以及军用旋翼飞行器驾驶品质要求(ADS-33E-PRF),对纵列式直升机悬停开环状态下的飞行品质进行了计算分析.按照两种规范的要求,对纵列式直升机的动态响应特性与带宽、操纵特性与姿态敏捷性、轴间耦合以及横向突风扰动影响进行了分析,最后给出了一些有意义的结论.      

直升机动态失速研究

本文简要介绍了旋翼和翼型的动态失速特性、动态失速主动和被动控制、旋翼综合法预测使用的一些动态失速模拟方法.UH-60A直升机飞行试验11029飞行是一个典型的旋翼动态失速实例,表演出旋翼后行桨叶上出现高攻角引起的动态失速,而前行桨叶上则出现因为激波诱导前缘分离引起的动态失速.翼型的动态失速特性方面介绍了典型的动态失速迟滞回线(攻角正弦变化和锯齿变化)、缩减频率和雷诺数对翼型动态失速特性的影响等.动态失速主动控制介绍可动前缘翼型的情况,被动控制则是使用前缘涡发生器的情况.