一种简化算法的航空发动机全状态数学模型

通过一种简化的燃气空间模型对某型双转子混排加力涡扇发动机各部件进行了建模和仿真计算,并给出了详细的计算流程以及数学公式.在仿真过程中结合实际工程应用经验,对涡轮处采用一个局部的小循环迭代以减小涡轮部件内燃气空间计算的时间步长,提高计算精度.与其他数值方法相比,该简化算法避免了求解非线性方程组时大范围的循环迭代,提高了全状态数学模型的计算速度.通过仿真结果与发动机实际试车数据的对比,证明该方法有足够的计算精度.      

扩张状态观测器在无人机纵向飞行控制中的应用

针对在设计无人机控制律时存在未建模动态和不确定扰动的特点,将未建模动态和不确定扰动视为综合扰动,引入扩张状态观测器对综合扰动项进行估计并补偿,设计出不依赖对象模型的改进PID控制器.仿真结果表明,该控制器在控制量品质、动态性能、稳态精度等方面都优于常规PID控制器.     

基于动态逆的综合非线性飞行控制方法

在解决非线性飞行控制问题中,动态逆控制方法已成为一种流行的控制方法.文中以动态逆控制方法为基础,使用神经网络控制与动态非线性阻尼控制综合的控制方法进行补偿,以提高非线性飞控系统的鲁棒性.在以某型推力矢量飞机为对象的仿真中,这种方法显示出很强的非线性控制能力和鲁棒性.     

货物舱内移动过程的建模与仿真(英文)

研究了运输机重型货物舱内移动飞行过程的控制建模问题。通过建立坐标系,利用牛顿第二定律和空间刚体的欧拉角关系,推导货物舱内移动飞行过程中质心运动动力学方程和绕质心运动动力学方程,分析舱内移动过程对运输机飞行的影响,最后对所建立的飞行控制模型进行系统仿真。     

激光推进加速飞行器的飞行控制与数值仿真

激光能够照射到的区域受到限制,飞行器只能在这个范围飞行并尽可能获得较大的速度.考虑两种不同的加速方式:竖直平面内直接加速和螺旋加速,使用程序调参飞行控制技术确定操纵面偏转角度,控制飞行器轨迹,并且给出了相应的仿真结果.结果表明,操纵控制下的飞行器能够按照预定轨迹飞行;使用螺旋加速方式,可以延长激光加速的时间,但是这两种加速方式最后得到的速度差不多, 而螺旋加速的操纵复杂,因此竖直平面内直接加速有一定的优势.     

无人机半物理飞行仿真试验平台设计

本着方便、实用、经济的原则,利用现有的计算机辅助软件,建立了无人机的一体化仿真试验平台。基于该试验平台建立了飞控设计的规范流程,实现了飞控的工程化、一体化设计。根据该试验平台和规范流程,以一架小型飞机为对象,完成了气动力估算和数值模拟,建立了动力学模型,经过线性化设计了纵向控制器,并对控制律进行了实时仿真和飞行试验验证。     

充液挠性航天器的建模与动力学分析

借助于Kane方法建立了充液中心刚体上带有挠性附件的航天器的开链多体动力学模型.采用了混合坐标法和弹簧-质量块液体晃动等效力学模型,所得方程形式简洁.由于引入了2级附件,该模型具有更强的通用性.以跟踪与数据中继卫星为例,给出了数值仿真结果.      

CFD和MDO技术在乘波飞行器设计中的应用综述

乘波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点。介绍了乘波飞行器的研究进展,在此基础上阐述了乘波飞行器设计对先进设计技术的需求。重点讨论了计算流体力学（CFD）技术和多学科设计优化（MDO）理论与方法在乘波飞行器设计中的应用现状。提出了今后应重点对高超声速飞行条件下乘波飞行器的动态气动特性进行全面的数值模拟研究．大力开展包含可靠性和经济性分析的乘波飞行器多目标多学科设计优化研究。随着MDO方法在乘波飞行器设计中的深入应用,CFD必将发挥更大的作用,共同促进乘波飞行器的快速发展。     

Design of Flight Control System for a Small Unmanned Tilt Rotor Aircraft

A tilt rotor is an aircraft of a special kind, which possesses the characteristics of a helicopter and a fixed-wing airplane. However, there are a great number of important technical problems waiting for settlements. Of them, the flight control system might be a critical one. This article presents the progresses of the research work on the design of flight control system at Nanjing University of Aeronautics and Astronautics (NUAA). The flight control law of the tilt rotor aircraft is designed with the help of an inner/outer loop control structure and an eigenstructure assignment algorithm on the basis of a proper mathematical model already verified by the wind tunnel tests. The proposed control law has been born out through the construction of the flight control system and the flight tests. Now, the flight tests are still underway on a prototype of small unmanned tilt rotor aircraft. The results have evidenced the credibility of the aircraft design and the effectiveness of the flight control system for the tilt rotor working in the helicopter mode. A full envelope flight test is planned to carry out further researches on the flight control law.     

轨道拦截预警算法研究

针对空间轨道拦截作战模式,提出了一种拦截预警的计算方法.推导了求解轨道交点位置的表达式,然后结合拦截卫星的末端威胁距离给出了判断拦截是否发生的地心距判据和时间差判据,最后通过仿真算例验证了交点表达式以及判据的正确性,并讨论了拦截卫星的威胁距离与时间差门限的关系.