基于Gym与Flight Gear的AI模拟飞行训练平台搭建

针对AI模拟飞行研究,提出应用平台Gym与Flightgear模拟飞行软件相结合,构建AI模拟飞行训练平台。通过平台优化,可不断增加飞行动作的难度系数,重新设计奖励机制与神经网络,实现由AI操控模拟飞行软件向AI反馈训练数据的交互闭环。训练结果验证了该训练平台的有效性。

飞机起落架的动力学建模与仿真分析

飞机起飞着陆性能的模拟是飞行模拟器仿真的重要内容。阐述了如何建立起落架动力学仿真计算的数学模型。并运用空气动力学和理论力学的理论,分析了其中的技术要点。仿真结果表明该模型能够有效地模拟飞机起飞着陆飞行的动态特性,实际应用效果验证了所述理论及方法的有效性。

飞机应急放起落架的机构运动可靠性研究

针对某些飞机曾经出现的应急放起落架失败导致迫降发生飞行事故的情况,文中在机构分析和可靠性分析的基础上,对现代飞机应急放起落架的工作特点进行阐述,提出飞机应急放起落架的机构运动过程可靠度计算模型。作为例子,综合考虑飞机飞行状态和外界天气条件等因素对其工作可靠性的影响,对某型飞机起落架收放机构进行应急放起落架的运动过程可靠度分析和仿真计算,其方法及结果对避免类似事故具有一定的指导意义。

飞机起落架载荷测量中的线性变换与鲁棒性

基于线性变换的起落架载荷解耦测量原理,研究了载荷方程对地面校准误差及飞行应变测量误差的免疫问题,提出了载荷方程鲁棒性的概念,并推导了其评价指标——敏感因子,建立了基于线性和鲁棒性的载荷方程优选方法。研究表明:系数矩阵的敏感因子越小,则载荷方程的鲁棒性越好,抗误差干扰能力越强。本文给出的某飞机主起落架载荷测量应用实例表明该优选方法可行、高效;当敏感因子值小于50时,相对误差小于7%。

大型客机自动着陆中的组合非线性反馈控制

Lyapunov稳定性理论广泛应用于现代控制系统的分析与设计中.本文针对具有非线性特性和输入饱和约束的大型客机着陆模型,引入了组合非线性反馈控制算法.首先介绍了基于该算法的控制律设计原理与工程实用性;然后基于Lyapunov稳定性理论给出了该算法在吸引域内的稳定性条件;接着详细设计了Boeing747飞机自动着陆纵向控制律,设计中秉承"线性系统设计,非线性系统验证"的工程实践常用思路;最后,通过Matlab数值仿真以及Flight Gear视景仿真,验证了控制系统具有很好的鲁棒稳定性和精确跟踪能力.

基于数字虚拟飞行的民机侧风着陆地面航向操稳特性评估

基于民机的适航要求,建立了一种基于数字虚拟飞行的侧风着陆地面航向操稳特性评估方法。以着陆滑跑过程中最大机体倾斜角和最大航迹偏移量作为评估的关键参数,依据人机闭环数字飞行仿真计算结果,评估了某大型水陆两栖飞机侧风着陆任务的地面航向操稳特性适航符合性。对于20 kts侧风分量,算例飞机着陆滑跑的机身最大机体倾斜角为3.44°,最大侧向航迹偏差为2.51 m,能够满足适航要求。进一步研究表明,侧风分量大小、道面污染情况均影响侧风着陆的安全性。在干道面上当侧风分量超过30 kts时即会出现地面打转现象;道面污染增加滑跑减速所消耗的跑道长度,同时不利于驾驶员对滑行航向的控制。所提评估方法可应用于民机的概念和方案设计阶段,并为后续开展飞行试验验证等提供理论参考。

基于MATLAB的飞行仿真

该文介绍了一种小型飞机飞行模拟器飞行仿真模型的开发过程。建立了非线性的动力学方程和起落架模型,采用插值方法生成气动系数,利用S imu linkTM中航空工具箱构建环境模型,使用StateflowTM表述逻辑关系。气动数据来源于DATCOM。较为完整的模型,使得仿真整个飞行的过程,滑跑,起飞,巡航,降落得以实现。进行了飞机起飞和降落阶段的仿真,结果表明模型可用。非线性的数学模型能够比较真实地反映飞机的实际特性。仿真模型开发的成功为模拟器的建立打下了基础。

MK7—3阻拦装置拦阻特点分析

拦阻装置是辅助固定翼舰载机着舰的重要装备,其功能是使不同着舰重量的舰载机在相同的距离内停止在飞行甲板上。通过分析美国现役航母上MK7—3型液压缓冲式拦阻装置的工作原理,研究了拦阻参数调整、钢索振颤的消除以及如何减小钢索拉力峰值等阻拦特点。

起落架摆振飞行试验实测数据分析

为了检验起落架系统的稳定性,国内首次在真实飞机上进行起落架摆振试验,通过在跑道上加装激励板,有效激起起落架摆振相关模态;采用模态单峰隔离结合最小二乘算法,通过模态参数识别进行试验数据分析;通过仿真数据验证该方法的正确性,并将其应用到某实测摆振试验数据分析。结果表明:飞行试验中起落架未发生摆振,本次试验中起落架是稳定的。

起落架摆振多体动力学建模及其在摆振飞行试验中的应用

基于LMS Virtual.Lab Motion平台建立了前起落架摆振刚体动力学模型,并利用落震试验进行初步校核;其次在PATRAN中对起落架关键部件进行柔性化处理,建立前起落架摆振多体动力学模型;然后进行摆振工况仿真,识别出工作模态,并从时域和频域两个角度与飞行试验结果反复对比,不断修改更新模型,完成模型标定;最后用模型扩展试验包线,验证了起落架在整个包线范围内的稳定性。

CNF控制算法在大型客机自动着陆中的应用

针对具有非线性特性和输入饱和约束的大型客机着陆模型,引入了组合非线性反馈控制算法。该算法由一项线性反馈控制律和一项非线性反馈控制律共同作用而成,可以有效解决激励饱和约束的控制问题。首先介绍了该算法的设计原理与稳定性证明;然后运用该算法设计了Boeing747飞机自动着陆纵向控制律,设计中秉承"线性系统设计,非线性系统验证"的工程实践常用思路;最后通过MATLAB数值仿真以及Flight Gear视景仿真,验证了设计的控制系统具有很好的鲁棒稳定性和精确跟踪能力。

某型飞机高原机场放起落架的安全高度

根据某型飞机 4km以上禁止放起落架的规定及高原机场的使用要求 ,研究了该型飞机在高原机场着陆时放起落架的安全高度。分析了该型飞机在 4km以上禁止放起落架的理论原因 ,应用马尔可夫链模型建立了人—机系统飞行安全的数学模型 ,通过计算与分析评估了 4～ 5km之间高度上放起落架的飞行风险 ,研究了确保 4～ 5km之间放起落架后飞行安全的特殊措施。理论研究、模拟器模拟试飞结果与高原机场飞行结果一致。

舰载飞机起落架突伸时外筒应力陡增分析

分析了某舰载飞机斜板滑跃起飞试飞时,前起落架在机轮出斜板而卸载后,缓冲器外筒轴向应力未减小反而陡增的现象。在介绍缓冲器结构、工作原理和受力数学模型的基础上,建立了缓冲器外筒轴向应力的计算模型;结合对实测数据的分析,揭示了缓冲器外筒应力陡增的原因。结果表明:外筒轴向应力与缓冲器的行程和活塞运动速度相关,起落架出斜板后外筒应力陡增的主要原因是起落架突伸时,活塞杆高速伸出引起油液阻尼力大幅增加及高速伸出的起落架的下部质量在反阻活门关闭瞬间对外筒底面的撞击。

起落架载荷脱机校准试验技术研究

应变法是起落架载荷实测的主要方法,载荷校准试验是应变法测载的关键环节,直接决定了载荷实测结果的准确性。随着航空技术不断发展,常规的起落架联机校准方法已经无法满足校准试验要求。针对目前起落架载荷校准实际需求,提出了一套起落架脱机载荷校准试验方法,并将该方法用于某型飞机起落架载荷校准试验。通过与常规方法对比显示,该方法有效提升了试验加载能力、安全性、试验效率,更加精准的模拟了起落架的真实受载,提升了试验精度。

基于应变法飞机起落架舱门载荷实测研究

飞机起落架舱门能否正常收放及其收放能力的大小直接影响飞机飞行安全。利用理论计算和风洞试验来计算无法得到舱门真实载荷,必须通过飞行试验来对理论计算和风洞试验结果进行修正,从而优化舱门设计。以某型飞机起落架舱门载荷测量为例,基于应变法对舱门载荷进行了飞行实测,并对舱门受载进行了分析,对起落架舱门及其收放机构优化设计提供数据支持。试验证明,该方法可有效用于舱门拉杆载荷实测。

舰载机的自由飞行钩住情况

自由飞行钩住(FFE)是指飞机在处于上仰姿态,且所有起落架尚未接触甲板的情况下的拦阻钩钩索。此时,飞机有较大的姿态角和较低的下沉速度。根据起落架和拦阻钩几何布局、飞机重心位置,拦阻力线可能处于飞机重心之下,因此产生显著的低头力矩,造成前起落架首先接触甲板,而主起落架稍后继之,飞机的低头俯仰速率可以导致前起落架以较高的下沉速度触地。因此,重心处低下沉速度的FFE情况,可以导致前起落架载荷与重心处高下沉速度的正常拦阻着舰情况相当,甚至更加恶劣。基于各类着舰情况的分析,可知FFE情况是前起落架及其支持结构的最关键载荷情况。

高速摄像在起落架载荷测试中的应用

根据起落架载荷分析对轨迹测量的需求,综合利用光电经纬仪(EOMS)、GPS(global position system)、全站仪(TPS110)等,设计了一套安全、可靠的测试及监控方案.从摄影测量和投影几何的角度出发,提出了一种基于序列影像的飞行器高精度轨迹求取方法、相机的标定方法和精度检测的方法,经过分析证明了该方法测量精度优于6cm,所设计系统已经应用于飞行试验过程中,获得了很好的应用效果。

基于飞参数据的飞机起落架地面受载状态分析

起落架是飞机起飞和着陆过程中的关键部件,其结构强度的优劣直接影响着飞机的起飞和着陆安全。针对某飞机依据强度和刚度规范设计出的起落架在某次着陆阶段出现的损伤故障,利用飞机的飞参数据,从中提取飞机着陆时的姿态与运动信息,分析飞机起落架的地面载荷信息。结果表明:由飞参数据提取的载荷状态信息,相较于规范载荷工况更接近于实际损伤模式。

发动机推力档位缺失下一种自动推力计算方法

提出发动机推力档位缺失下自动推力计算方法,该方法利用配平线性化方法求取发动机推力2个档位之间的等效油门开度,以等效油门开度为权值给出了自动推力计算方法;设计了引入等效油门开度的速度控制系统,将该系统与垂直速度控制系统联合,实现了飞行仿真中的爬升、下滑、给定偏航角、给定滚转角4种基本模态,以及特殊速度控制模态的速度控制。以空客A320为例,从JSBSim获取气动参数以及发动机的慢车推力和最大推力系数,通过Simulink搭建飞行仿真模型,对上述模态进行了飞行控制仿真,结果表明提出的方法能够实现多飞行模态速度的精确控制。

特殊气象状况下737客机起落架起飞性能仿真

为了研究特殊气象状况下737客机起落架起飞性能,以雾、微雨、中雨、冰雪四种相对简化的气象条件为例,建立了以上气象条件下跑道与客机的摩擦系数模型用于仿真测试。由于飞机地面滑跑时,起落架将产生一定的缓冲导致飞机滑跑过程中姿态角的改变,因此设计了飞机起落架系统的受力模型的计算方法,并将建立的起落架系统模型应用到JSBSim飞行动力学系统中。仿真验证表明,摩擦系数模型和计算模型建模合理,摩擦系数计算数据比较吻合实际情况。