直升机飞行动力学仿射非线性系统建模

建立一种单旋翼带尾桨直升机飞行动力学仿射非线性系统数学模型，为进一步开展直升机非线性系统特性和控制律设计研究做准备．建模过程中，保证了控制量能在方程中线性表示，又保证了模型的精度．以ＵＨ－６０Ａ直升机为对象，进行定直飞行配平计算以及直升机对不同操纵输入的动态响应计算，计算结果与试飞结果吻合，与国外较成熟的非线性工程实时仿真模型相比有相当的精度，证明建模理论和方法的合理和有效．

对直升机动力学的现状与发展的分析

对以旋翼动力学和飞行动力学为主体的直升机动力学研究进行回顾．主要讨论与飞行力学有关的旋翼气动力模型、旋翼结构动力学、气动弹性力学、飞行动力学模型与控制以及飞行操纵与品质等方面的进展，分析它们的现状，供有关直升机研究人员参考．

求解非定常空气动力系数主导极点的近似方法

给出了一个极为简单的近似方法 ,只要依据亚音速机翼在 t=0时的 fεji ( 0 )和 t=ts时的fεji ( ts)值即可求得非定常空气动力系数的两个主导极点值 ,避免了必须先计算出机翼的任一个气动力系数指数函数 。

亚、超音速机翼非定常广义气动力系数之间的关系

研究弹性飞机的动力学特性应计及非定常广义气动力。为了尽可能保留非定常运动历程,应首先计算由阶跃函数形式下洗产生的非定常气动力函数(指示函数或指数函数),再利用卷积形式的迭加原理处理任意函数形式下洗产生的非定常气动力。用振型法建立飞机弹性运动方程。

一种计及观测噪音的分系统递推辨识方法

本文提出一种可以处理带测量噪音的多输入多输出线性系统递推参数辨识方法。目前多输入多输出系统的在线参数估计方法或者需要将模型正规化,或者要做大量高维矩阵求逆运算,不仅运算时间长,而且很可能由于矩阵逆的不存在而导致估计失败。本文方法将多输入多输出系统参数估计问题分解为若干步多输入单输出系统参数估计问题,把高维矩阵求逆化为若干步求倒数运算,从而避免了可能由此而导致的估计失败。本方法直接估计线性系统参数,不需将模型正规化,从而节省了实际运算时间。最后,根据有观测噪音的试飞数据对本文方法进行之检验。

一类非线性控制稳定反馈解耦建议解法

给出了一类解耦非线性控制系统稳定跟踪设定线性系统的建议性解法。简单讨论了不同反馈解耦问题的区别，解耦系统极点配置的条件和解耦后的非线性系统保证稳定性的一种途径，并且给出了所用的方法适用的范围和一个建议性判据。

突破飞行屏障——美国X系列飞机50年回顾

X代表探求未知的试验,正是这些成果辉煌的X系列飞机,展示了美国空天探索活动的胆略和勇气。突破音障的X-1飞机以及高空高速飞行的X-15飞机时常在人们心目中闪现。X系列飞机实际上包容了研究机的很大一部分,包括空天飞机、核动力轰炸机、旋翼机、火箭、滑翔机、航天飞机,甚至还有一种私商制造的水上飞机。在50年中,美国X系列研究机不断将飞行极限往前扩展,下一个目标是太空。