万有引力场中带挠性轴太阳帆板航天器的姿态稳定性

研究了万有引力场中带挠性轴太阳帆板航天器的姿态运动、导出了航天器系统的广义势能,利用Liapunov直接方法判断带挠性轴太阳帆板航天器在轨道坐标系内相对平衡的稳定性,得到航天器姿态稳定性的充分条件。讨论了挠性轴扭转刚度及太阳帆板质量几何等因素对航天器姿态稳定性的影响。      

虚拟原型技术及控制工程中的虚拟原型机

虚拟原型技术是当前设计、制造领域中的一个新技术,数字式的虚拟原型机将在很多场合替代物理原型机的使用,大大缩短设计周期,节约设计经费。在控制系统设计中,虚拟原型机可以分成３个层次,分别完成控制律的设计,控制软件的开发和控制系统的定型验证的任务。飞行控制系统虚拟原型机是建立在局域分布式仿真基础上的全数字式,并有接入实物的能力的仿真环境。为实现飞控计算机的虚拟原型机,硬件上构筑由多台计算机构成的主从结构     

主动气动弹性机翼技术分析

以伺服气动弹性(或称气动伺服弹性)技术为出发点,结合国内外研究情况,分析近年来正在发展的、能多方面提高飞机性能的飞机设计新技术——主动气动弹性机翼(也称主动柔性机翼)技术的主要设计思想与特点、关键技术、与传统机翼设计技术的区别、应用前景等,反映该技术的多学科综合和一体化的特点,供飞机设计、气动弹性等研究人员参考.      

飞控系统的μ分析与μ综合的变尺度优化方法

针对工程设计结果的非唯一性,用结构奇异值分析对其进行鲁棒性评估,在达到品质要求的多组控制律或参数中进一步选出鲁棒性较强的设计,这相当于同时考虑性能品质和鲁棒性的一种多目标设计.此外,在其控制律不变的前提下,以结构奇异值为目标函数并加上适当的约束条件,对控制律中的几个主要参数用变尺度法或其它优化方法进行优化,以得到鲁棒性较好又适合工程实际的控制器.最后,以某型飞机横航向飞控系统为例进行仿真研究.     

基于飞行数据反演解算的 SINS空中标定技

针对机载 SINS定期拆卸并进行实验室标定存在的维护效率低、标定周期不合理的问题,提出一种基于 GPS/SINS组合导航仿真飞行数据反演解算的免拆卸空中标定方法。在对飞行数据拟合插值的基础上,利用飞行数据序列和 SINS反演算法解算出惯性器件的输出增量,以引入误差后的惯性器件输出值作为 SINS的输入进行纯惯导解算,并以 SINS和 GPS输出的速度误差作为系统级标定 Kalman滤波器的观测量,对惯性器件误差项进行滤波估计。仿真结果表明,这种标定方法可较好地估计出 SINS中的误差项,实现了 SINS的免拆卸标定,降低了对 SINS定期标定的要求。     

基于PID控制器的鲁棒自动飞行控制系统设计

在某初教机的线性模型基础上,建立了飞机的纵向和横向传递函数,分析了模型参数的不确定性,通过使用MATLAB中的NCD模块对飞行控制系统及PID控制器等参数进行优化,设计出了飞机的自动驾驶仪高度保持和航向保持模式。这种方法既避免了复杂的计算和编程,又使系统具有较好的稳定性、动态性能和鲁棒性,克服了飞机模型参数随着高度和速度的变化(即模型参数存在不确定性)而需要按照多个不同高度和速度的飞行区域设计一系列控制器的缺点。     

直升机飞行参数综合处理软件设计研究

飞行参数综合处理软件是飞行参数综合处理系统的关键组成部分,主要负责分析和处理机载飞行参数记录器记录的飞行信息数据。文中在分析一种直升机飞行数据文件的数据存储结构的基础上,阐明了开发直升机飞行参数数据处理软件的具体思路和实现过程。     

高高原起飞推力限制参数验证飞行航迹研究

起飞推力限制参数验证试飞(lapse-rate take off,简称LRTO)是飞机高高原动力试飞的核心科目之一。该科目在高高原试飞时,需要在高高原机场的最低安全高度(minimum safety altitude,简称MSA)以下飞行。针对高高原起飞推力限制参数验证试飞的飞行航迹设计进行了研究。介绍了扇区最低安全高度的定义和CCAR91部对低高度飞行的适用条款。阐述了航迹设计的基本要求,包括保护区的定义和要求、航迹精度的构成。详细描述了低于扇区最低安全高度飞行航迹的设计方法,包括试飞区域地形数据的获取、航迹绘制的经验总结、航迹的性能校核、模拟机校核和真机飞行时的逐步逼近。以稻城亚丁机场为例介绍了设计完成的飞行航迹在稻城机场应用的情况,包括航迹在实际应用中的超障余度和应用时的气象要求。     

基于积分器初值的无人机飞行控制律平滑切换方法

针对无人机自主飞行过程中多组复杂控制律之间的切换问题,提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法。通过将复杂控制律的各个环节进行形式变换,拆分成由比例和积分组成的基本单元结构;然后以舵面平滑切换为目标,依次递推出复杂控制律中所有积分器的初值,实现不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了复杂飞行控制律之间平滑切换方法的有效性。     

无人机激光相对引导系统设计与试飞验证

为了提高复杂电磁环境下无人机着陆引导系统的抗干扰能力,可在无人机着陆段采用基于激光的无人机精确引导方法。本文对激光相对引导系统的工作原理及流程进行了分析,设计了基于激光引导的无人机着陆试验流程,并基于某无人机平台完成了试飞验证,获得了重要的试验数据,最后将激光相对引导数据与差分GPS引导数据统一转换到地平坐标系下,完成了两种体制的数据比较和误差分析,并进一步梳理了将激光相对引导技术推向工程应用需要注意的问题。