基于贝叶斯网络的航班延误与风险共因性研究

在民航运输生产中,航班延误时常发生,不仅打乱乘客的出行计划,影响航空公司的信誉,同时也会成为民航安全风险的隐患,而民航安全风险发生的同时也常常会导致航班延误。构建航班延误与安全风险的共因性指标体系来分析两者的共因性,并建立了相应的贝叶斯网络模型。研究结果为分析航班延误与安全分析的共因性关联强度提供参考,并在一定程度上对航班延误与安全风险进行预警,确定控制和消除航班延误隐患的措施,提高民航安全。     

基于Gamma-Theta模型的固定转捩数值模拟研究

采用γ-~Reθt转捩模型,对NACA0012翼型的固定转捩进行数值模拟,计算了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,说明了γ-~Reθt模型模拟固定转捩的能力。通过计算低雷诺数下固定转捩来模拟高雷诺数下自然转捩,计算结果表明固定转捩可以较好地模拟自然转捩。这两种计算结果对风洞试验都有重要的指导意义。     

民用飞机大侧风验证试飞方法研究

抗侧风作为飞机飞行的一项重要能力,需要通过试飞的方法进行验证,以表明飞机的抗侧风能力满足民用飞机适航规章条款的要求。主要从大侧风的试飞方法、试飞技术、试飞结果处理方法、适航验证等方面进行研究,提供民用飞机的大侧风验证试飞方法和适航符合性方法研究。     

基于数字虚拟飞行的民用飞机纵向地面操稳特性评估

针对民用飞机设计方案纵向地面操稳特性的评估需求,面向适航标准的要求,提出了一种基于数字虚拟飞行的评估方法。基于适航条例要求提出了纵向地面操稳特性的量化判定准则,建立了飞机的地面运动模型和驾驶员操纵模型,以实现起降等特定地面运行任务的数字虚拟飞行,最终依据数字虚拟飞行结果和判定准则对飞机设计方案的地面操稳特性做出评估。应用此方法研究了某大型运输类飞机的纵向地面操稳特性。数字虚拟飞行结果表明:前翻倾向的严重情况发生在起降过程的高速滑行段,主轮刹车引起的机身前翻倾向是显著的,起落架纵向定位参数设计以及飞行进近参数选择均会对飞机的纵向地面操稳特性产生影响。     

基于空闲时间窗和多Agent的A-SMGCS航空器滑行路由规划

先进场面活动引导与控制系统(A-SMGCS)中的航空器滑行路由规划是一个典型NP难题。为解决航空器滑行路由规划的优化性和计算量之间的矛盾,提出一种基于空闲时间窗的路由规划方法,并利用多Agent系统(MAS)进行算法求解。首先,建立滑行资源图以对场面滑行区进行建模。其次,按照航班计划为航空器设置滑行优先级,并按优先级顺序依次规划路由,后规划的路由不破坏已有路由,即利用滑行路段的空闲时间窗进行规划。每次只需为一架航空器规划滑行路由,降低了问题的求解难度;通过搜索空闲时间窗获得路由使场面交通均衡分布,保证了路由规划的整体优化性。分析了空闲时间窗特性,指出空闲时间窗的可达性条件和避免同步资源交换冲突的条件。最后,设计MAS,把建立、维护和搜索空闲时间窗图的复杂集中式求解过程简化为通过路由管理Agent,航空器Agent和资源节点Agent相互协作实现对场面路由规划问题的分布式求解。仿真结果表明,设计的MAS能够快速找到空闲时间窗中的最优解;与固定预选滑行路径算法相比,航空器的平均滑行时间显著减少,最多可以节省19.6%的滑行时间。     

通用飞机多约束水平航路规划方法研究

随着我国低空空域的开放,通用飞机低空航路规划问题越来越复杂,亟待解决。在传统航路规划方法的基础上,研究满足区域导航要求下低空空域的约束条件,并针对每一类约束条件,建立航路优化模型,给出航路优化算法的实现步骤。仿真实验验证表明,多约束水平航路规划方法能够满足通用飞机机载设备的功能和性能要求。     

应用保护映射理论的高超声速飞行器自适应控制律设计

针对高超声速飞行器包线范围广、参数变化大的控制需求,应用保护映射理论提出一种高超声速飞行器的自适应控制律设计方法。首先建立整个飞行包线内的线性变参数(LPV)模型,在参数变化边界点设计一个初始的控制结构和参数,然后基于保护映射理论分析初始控制结构使闭环系统稳定的参数范围,通过迭代自动获取整个包线内满足性能指标的控制参数,进而通过多项式拟合设计出高超声速飞行器自适应控制律。所提出的方法能够根据初始控制结构自动寻找一系列满足性能要求的控制器参数,并确定这些控制参数满足闭环系统稳定的设计范围。仿真结果表明,所设计的自适应控制律能够确保高超声速飞行器大包线的设计要求,实现闭环系统的鲁棒稳定。     

考虑螺旋桨滑流影响的垂尾飞行载荷设计

依据CCAR-25部偏航机动的设计准则,研究了螺旋桨滑流对垂尾载荷设计的影响.以T型尾翼布局、桨叶右旋的某支线客机为例,分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响:拉力系数越大,则滑流对飞机侧向力系数和偏航力矩系数的影响越大;在负侧滑时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著;正侧滑时,滑流对飞机气动特性的影响较小.基于飞行力学六自由度非线性微分方程,开展了有/无滑流影响情况下偏航机动仿真和垂尾载荷设计.结果表明:螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值增大,算例飞机的垂尾侧向力、弯矩和扭矩限制载荷分别增大5.21％、8.21％和4.85％.     

基于移动网络的飞行控制系统

一个实现精确姿态显示的飞行控制系统不仅能改善飞行品质,而且能保障飞行任务的圆满完成,飞行姿态数据的研究与设计具有重大的安全意义和研究价值.设计了以STM32F103为核心控制芯片的飞行控制系统,通过读取HMC5883磁阻传感器、MPU6050三轴姿态传感器、MS5611气压计的数据,编入相应控制程序,获取飞行器的三轴姿态和高度位置,并将取得精确的姿态数据通过4G移动网络传输到手机客户端上,保证飞行中GPS以及遥控信号失灵等突发状况时,能够及时地根据数据调整飞行姿态,达到安全返航的目的.实验测试结果表明,系统实时性好,可靠性高,易于安装,调试简单,具有较高的实用价值.     

高速再入飞行试验再入条件优化设计

飞行器返回再入时将经历极高的气动热环境,因此深空探测返回飞行器,尤其是载人飞船需要通过实际飞行试验验证相关性能,为降低成本和研制风险,通常采用大再入角和相对第二宇宙速度较低的再入速度进行飞行试验。为获得能实现高热流密度验证的最小能量再入任务方案,采用优化设计手段对飞行试验的再入角和速度以及倾侧角控制进行设计,经仿真分析表明,优化结果可达到飞行试验要求的热流密度,并可将再入速度需求降低约2．1 km／s。