飞行试验项目课题试验分解结构探讨

为进一步细化飞行试验课题设计和项目管理,提出了基于WBS理念的课题试验分解结构的概念,探讨了试验分解结构的原则、方法和试验点的概念,为飞行试验项目课题设计的规范化、数字化提供参考。     

高超声速飞行器飞行动力学特性不确定分析

 高超声速飞行器分析模型存在较大不确定性,其给出的动力学特性与真实值之间存在偏差,因此研究飞行动力学特性分析结果的可信度水平对控制系统设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,在建立气动/结构/推进相互耦合的动力学模型基础上,利用非概率区间来描述模型中的不确定参数,并将复特征根不确定范围求解问题转化为频率和阻尼比两个实数的不确定区间分别求解,给出了动力学模态特征根、频率及阻尼比的不确定边界。分别采用直接蒙特卡罗(DMC)模拟方法、基于泰勒展开的区间分析方法(TIAM)和基于多项式逼近的区间分析方法(CIAM)对高超声速飞行器飞行动力学不确定性进行了研究。结果表明:CIAM计算时间适中,且给出的边界更为准确、安全,适合在控制系统设计和验证过程中使用。     

弹性飞行器飞行动力学建模研究

随着飞行器结构模态频率与刚性模态频率愈加接近,弹性效应对弹性飞行器飞行动力学特性的影响变得愈加明显,特别是操稳特性将变得更加的复杂和严峻,已经不能用“刚性飞行器”的分析方法进行研究,因此迫切需要为弹性飞行器建立能够包含多学科耦合的飞行动力学模型.本文对弹性飞行器飞行动力学建模的相关研究进行了总结与发展:首先简要阐述了建立多学科耦合弹性飞行器飞行动力学模型的必要性;然后对传统的弹性飞行器飞行动力学模型进行了研究,分析总结了这些方法的优缺点;最后在此基础上提出了一种新的体轴系(瞬态坐标系),并利用拉格朗日方程和有限元思想推导了该坐标系下的动力学模型,该模型克服了传统模型的缺点,并准确自然地耦合了结构动力学、飞行动力学、空气动力学与控制等学科,较现有的模型而言,该模型能更充分更全面的描述弹性飞行器飞行过程中流场、结构、控制和飞行力学之间的交叉耦合特性.本文的研究成果可为弹性飞行器的动态特性分析提供必要的理论基础.     

基于UAT数据链的ADS-B机载系统的设计与实现

介绍了UAT和ADS-B的含义及相互关系,详细描述了基于UAT的ADS—B机载系统的组成和工作原理,并在此基础上给出了UAT机载设备的处理流程和设计方法。     

从自动飞行到自主飞行--飞行控制与导航技术发展的转折和面临的挑战

无人机要替代有人驾驶飞机 ,在不确定性环境中执行各类任务 ,必然面临着自主控制的巨大挑战。先进飞行控制和导航技术作为最主要的支撑技术 ,目前只能适应相对结构化任务环境的要求 ,而要解决动态、不确定环境下的自主飞行控制问题尚有很大的差距。当前 ,由自动飞行到自主飞行 ,已发展到了一个大的转折点。本文将从人与机器的关系和人 -机分工及演进的角度阐述作者对这些问题的现状、发展和面临的挑战所进行的系统分析。     

直升机机动飞行仿真的气动建模及试验研究

 建立了适用于直升机机动飞行仿真的动力学模型。为了提高模型的真实度,着重通过瞬态操纵实验研究建立了旋翼非定常气动模型;又通过旋翼/ 机身气动干扰试验研究,并运用神经网络技术建立了一种新的机身气动力模型。使用该仿真模型做出的UH260A 直升机仿真计算结果与飞行试验数据符合良好。     

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。     

遗传算法在试飞科目最优排序问题中的应用

以试飞科目间总的过渡耗油、耗时最省为性能指标，应用基于生物界自然选择机制和自然遗传机制的遗传算法，对试飞科目的最优排序问题进行了研究。介绍了遗传算法用于组合优化问题的基本原理和技术方法，根据试飞科目的最优排序问题的特点，构造了适当的适应度函数，对选择算子、交叉算子等进行了改进，充分利用了谝算法的工程性强、应用范围广等特点。仿真计算所得结果表明，应用遗传算法合理安排试飞科目次序，,可节省试飞耗油、耗时、减少试飞成本，提高试飞效率。     

人-机系统飞行安全可靠性问题的研究

在分析飞机电传操纵系统（FBW）特点的基础上，建立了习行器和电传操纵系统的数学模型，建立了电传操纵系统故障及飞行员干预的概率模型。应用马尔可夫链建立了人－机产行安全可靠性的数学模型，采用伊万诺夫法评估了某型第三代飞机在电传操纵系统故障报的排除的条件概率，并计算了电传操纵系统故障后该型飞机的飞行风险，最后提出了使用建议及技术改进建议。     

飞行末区目标可攻击性算法研究

分析了飞行器飞行末区存在的各种约束条件及其对飞行器飞行的影响，用最大爬升（下滑）半径约束法来代替过载约束进行飞行器纵向机动飞行的高度控制，并给出了在诸多约束条件下目标可攻击性的算法。最后利用等高线地形图进行了仿真验证，结果表明，该算法满足诸多约束要求，可用于工程应用。