基于粒子群优化的直升机飞行控制律设计方法

针对直升机强耦合特性导致飞行控制律设计难度高的问题,提出了一种基于粒子群优化算法的改进线性二次型调节器(Linear quadratic regulator,LQR)设计方法。针对直升机的线化状态空间模型,基于LQR设计方法建立了直升机飞行控制律全状态反馈矩阵的基本求解算法;以系统稳定性为约束,以最大化主状态反馈系数影响因子为目标,设计了粒子群优化算法的指标函数,实现了加权矩阵Q的多参数同步优化设计,并以优化后的主状态反馈系数作为直升机控制律设计结果。采用本文方法对UH-60A直升机悬停状态的飞行控制律进行了设计和验证。结果表明,基于本文方法得到的控制律具有良好的控制性能,并且能够显著提高直升机的飞行品质。同时本文的优化方法系统地解决了LQR设计过程中加权矩阵确定的困难,提高了控制律的设计效率。

基于AEKF的直升机在线系统辨识及仿真验证

针对直升机飞行动力学建模面临桨叶动态挥舞、旋翼动态入流和旋翼/机身干扰等复杂难题而导致置信度不高的问题开展了研究。首先,针对常规布局直升机,建立了非线性动力学模型,获得了配平点处的线性化模型。然后,采用增广扩展卡尔曼滤波(AEKF)方法,通过多正弦正交激励,在线辨识获得了状态空间方程模型,初步验证了在线辨识方法的有效性。最后,在同一配平点处,向非线性模型和系统辨识模型施加相同的对偶方波激励,对比两种模型的响应历程。结果表明,基于AEKF的直升机在线辨识模型具有良好的置信度。

一种小型无人复合式升力飞艇的设计与验证

提出一种小型无人复合式升力飞艇的设计方案,艇身为采用设计对称翼型的升力体,横截面呈椭圆形,艇翼面可倾转至垂直状态或水平状态,能够满足起飞或平飞需要。通过数值分析确定整体气动布局、升力体艇囊的设计及机翼与浮升体气动设计优化。同时提出艇囊分割分块设计制作方法,解决吊舱、机翼与艇身的连接。通过FLUENT软件计算复合飞艇的气动特性,并与相同体积的传统飞艇的气动特性进行了比较。仿真结果表明:设计的复合飞艇飞行阻力小,升力性能优越,最大升阻比迎角为8°,失速迎角可达16°,制作的缩比模型验证了设计方案的可行性。