无人机编队队形保持变换控制器设计

研究无人机编队队形保持变换的控制设计问题。由于控制系统队形跟踪应保证姿态的稳定性,针对两架无人机在"长机-僚机"编队结构中的左菱形编队飞行控制系统,为了有效控制飞行队形,保持变换,提出了根据编队飞行的几何关系推导编队相对运动学方程,结合无人机的自动驾驶仪模型建立了相应的编队飞行线性化数学模型。采用PID控制方法分别对速度、航向和高度设计了一种能通过控制编队间距实现队形变换的三维编队队形保持变换的控制器,并进行仿真。仿真结果表明所设计的控制器能够有效地控制无人机编队,在飞行过程中可以稳定地保持队形,并能根据任务要求合理进行编队,并无碰撞,为设计提供了依据。

小型螺旋桨飞机动力装置特性试验研究

小型螺旋桨飞机的动力装置一般由活塞式发动机和螺旋桨两个主要部分组成。本文用实验验证和理论计算的方法，研究了活塞式发动机和螺旋桨性能传统的估算方法所得到的数据与实测结果之间的偏差，并进一步研究了发动机和螺旋桨性能参数的不同匹配对整个飞机动力装置特性的影响。研究结果表明，传统的估算方法对于装小型活塞式发动机的螺旋桨飞机也是适用的。用传统的估算方法所得到的各种性能数据与实验测试数据比较，相对误差的最大值均低于１０％，这对工程应用来说，是可以接受的。文中还用试验数据和试飞实例说明了对动力装置匹配参数加以优化的重要性。

战斗机飞行航迹操纵优化控制建模仿真

飞行航迹建模是空战机动决策研究的重要内容。传统飞行航迹建模方法把复杂的飞行航迹分解为多个简单航迹段,每个航迹段简化为直线飞行或转弯机动,传统方法不能真实反映战斗机空战机动过程,机动决策时效性差。为了方便而又逼真地生成战斗机的飞行航迹,提出了一种新的航迹操纵优化控制建模方法:按照战斗机空间机动飞行特点,设计了11种通用的基本操纵动作用来模拟战斗机的飞行航迹,以切向过载、法向过载和滚转角为控制量,利用基于飞行员操纵特点的机动控制方法对战斗机实现平飞、水平转弯、俯冲和爬升等机动进行建模。按照上述方法模拟战斗转弯和半筋斗两种典型战术动作的飞行航迹,并通过Matlap对仿真数据与真实数据进行对比分析,仿真结果表明,所设计的飞行航迹操纵优化控制模型符合空战实际。

基于遗传算法的多扇区移交点交通流量优化

以扇区之间的移交点为研究对象,在扇区容量受限的情况下,将尾随间隔(MIT)与时隙分配相结合对进入扇区的航班流量进行优化管理,以保证扇区之间的航班运行通畅。以最小航班累积延误成本为目标函数,并通过流量分配得出移交点的MIT,同时使用遗传算法优化在满足MIT的情况下航班通过移交点进入扇区的顺序,并求得最低延误成本,得到的最低延误成本比使用先到先服务的传统策略所得到的延误成本降低了18.6%。

歼击空战机动飞行航迹建模仿真研究

航迹规划是空域划设的重要组成部分,可合理协调管理空域资源。传统的航迹划设大都依据运动方程和空间几何关系进行划设而忽略了风对飞行的影响,为了提高空域划设的准确性与安全性,反映歼击机受风扰动的实际运动轨迹,利用风螺旋线法对原有飞行航迹进行改进。提出了歼击机的运动学和动力学模型,考虑雷达搜索跟踪模型以及风对航迹造成的偏移,建立了三维空间内的机动飞行航迹仿真模型,以仿真歼击机的真实飞行轨迹。理论推导和仿真结果表明,模型能较真实地模拟空战中的各种飞行航迹,为空域划设提供安全可行的参考依据,并具有较好的通用性。

飞行机组运行风险预警研究

为定量分析机组飞行安全影响因素,在飞行前作出风险预警,进而有效控制航班运行风险,构建混合模型。该模型以决策试验与实验室法(DEMATEL)得出的影响关系图(IRM)为基础,结合网络层次分析法(ANP),量化各风险因素相互影响程度,确定其相互之间的逻辑关系;并引入混合权重的概念,修正各因素权重值;最后用模糊综合评价法计算风险值。将上述方法应用于伊春空难,评估其飞行前风险。结果表明:11项影响因素被判定为风险偏大,导致飞行机组总运行风险值很高,评估结果与实际运行情况符合。

模拟空中目标定位运动模型的几点设想

空中目标定位运动模型主要为雷达模拟设备与系统提供及时、准确、逼真的空中目标信息。空中目标定位运动模型是任何雷达模拟系统都必须建立的基本模型,其结构与系统的处理速度、精度有极大的相关性。建立雷达训练想定时,为了使目标在预定时间到达预定地点(如拦截、合批、分批等操作),需要确定精确的4D飞行航迹,必须给定确定的航路点,模拟目标的实际位置。

民用航空涡扇发动机性能试飞压力测试系统研究与实现

民用航空涡扇发动机性能试飞是发动机试飞科目中最重要的试飞项目,该试飞科目要测量的发动机参数非常多,测量精度要求高,尤其是压力测量。而发动机特殊的工况、外部环境条件以及发动机短舱内局限的安装空间,都对传感器、信号调理和数据采集提出了很高的要求。从系统软硬件组成,工作原理,接口设计等方面介绍了基于电子压力扫描系统的某民用涡扇发动机压力测试系统。该测试系统具有小型化、测试集成化、安装方便、测量准确、测试效率高、系统校准方便等特点,有效地实现了高精度大规模压力参数测量和采集,并且该系统引入了国际通用的拖锥装置,有效地保证了大气静压测量的准确性。

翼型对水下滑翔机滑翔性能影响分析

选用NACA 4位数翼型,采用计算流体力学方法分析了翼型对水下滑翔机滑翔经济性和稳定性的影响。研究结果表明,合适的翼型可以极大地提高滑翔经济性,但对滑翔机静稳定性的提高并不明显;对于非对称翼型,翼型的弯曲程度和弯曲方向对滑翔经济性和静稳定性的影响均很大。在此基础上,并结合工程实际,提出了变后缘柔性机翼方案,通过数值模拟试验验证了所提出方案的可行性。研究成果为水下滑翔机柔性机翼的设计提供了理论参考。

飞机尾涡对飞行安全的影响

针对一次夜间双机编队飞行时发生的空中相撞事故 ,根据机载黑匣子记录的飞机飞行参数 ,判明僚机进入了长机尾涡。利用记录的飞行参数 ,阐明了飞机进入尾涡的征兆 ,以及尾涡对飞机仪表、动态和操纵的影响 ,找出了飞机发生相撞的原因。为防止类似事故发生 ,提出了僚机进入长机尾涡后应采取的措施 ,以供飞行人员参考。

GPS和气压高度表在试飞时测高的精度比较

民航客机在试飞过程中,机载GPS和气压高度表两种测高仪器尚未得到试飞认证,它们的精确度高低也是不确定的。通过统计学、BP神经网络等方法将两种高度数据对比分析,机载GPS数据要比气压高度表数据具有更高的精度。

基于PCA后缘襟翼位置传感器故障监测研究

以后缘襟翼位置传感器为研究对象,说明了位置传感器的工作原理,根据某航空公司的传感器数据提取特征值,利用主成分分析法(PCA)对后缘襟翼位置传感器进行故障监测。最后,通过某航空公司案例校验了该故障监测方法的可行性。

鸟翼空气动力学机理的研究现状和进展综述

首先,本文力图比较客观全面地回顾、总结和分析影响鸟翼气动特性的四种因素间单独与耦合效应的空气动力学机理研究的现状和存在的问题.其次,在分析和研究现有成果的基础上,根据计算和实验手段等的进步与限制,提出了需要进一步研究的问题、策略和方法.文中涉及的四种主要因素包括鸟翼静态几何外形、四种宏观扑动方式、翼的展弦向动态柔性变形和最近比较受关注的三种小尺度流动控制结构等.文中所讨论的通过力系和涡系分析,在充分考虑翼的静态几何外形、宏观扑动形式及翼的动态柔性变形影响的条件下,进一步揭示三种小尺度流动控制结构单独的气动机理和作用的策略和方法,以及探索这四种因素相互耦合条件下,自然界鸟翼的气动机理和作用的策略和方法,具有一定的理论价值.本文的观点、方法和结论对提高仿生飞行器具有参考意义.

后缘小翼对旋翼气动特性的控制机理及参数分析

针对后缘小翼(TEF)的典型运动参数对旋翼气动特性的控制进行了分析研究。为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于前飞状态带后缘小翼旋翼的运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均NavierStokes(URANS)方程、k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型和Roe-MUSCL插值格式,采用含LU-SGS隐式推进的双时间方法及并行技术,建立了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼前飞非定常流动特性模拟的高效CFD方法。以带后缘小翼的SMART旋翼为算例,对比了桨叶剖面等效法向力的计算结果,验证了CFD方法的有效性。着重开展了前飞状态旋翼后缘小翼的控制分析,在操纵量不变的情况下,分别研究了后缘小翼偏转幅值、偏转频率、安装位置及宽度等参数对旋翼气动力的影响特性,获得了典型参数对旋翼气动特性的控制规律。进一步研究了配平状态下后缘小翼对旋翼气动特性的参数影响。结果表明:后缘小翼可以充分发挥旋翼在前行侧的升力潜能,同时降低后行侧动态失速过程中旋翼的阻力和扭矩;在相同的旋翼拉力情况下,通过安装后缘小翼可以将旋翼阻力系数和扭矩系数分别降低17%和29%,升阻比提高14%。