应用扩展连续算法研究推力矢量飞机动力学特性(英文)

应用扩展的分支和连续算法对推力矢量控制飞机的飞行动力学特性进行了研究。与标准的分支和连续算法不同 ,扩展后的分支和连续算法可用于计算飞机特定配平状态的连续曲线 ,所以不仅能获得飞行性能指标 ,同时可确定飞机的稳定性。本文中扩展分支和连续算法被用于检验推力矢量控制律的有效性 ,确定了飞行包线边界 ,分析了配平飞行的稳定性和操纵性以及预测飞行偏离。结果表明 ,扩展连续方法可获得大量的飞行动力学信息 ,在推力矢量控制飞机的初步设计中具有广泛的应用前景。

利用混合遗传算法的线性飞机动力学最大似然辨识

本文论述了利用混合遗传算法于线性飞机动力学特性的最大似然辨识。这种方法与其它最小化方法进行了比较，并且发现这种方法明显地优于简单的遗传算法。这种方法也与传统的ＭＮＲ（Ｍｏｄｉｆｉｅｄ Ｎｅｗｔｏｎ－Ｒａｐｈｓｏｎ）方法和单一方法进行了比较。与ＭＮＲ方法相比，该方法的优点是没有必要说明初始参数估计，即不必给定参数边界。也不会遇到以最佳化技术为基础的梯度有时明显引起的数值问题。如果适用时，结合初始参数估计也是简单的。

小型无人直升机飞行动力学建模及增稳设计

在分析小型无人直升机的结构布局及飞行特点的基础上 ,建立了飞行动力学通用结构模型。然后依据通用结构模型 ,利用飞行实测数据 ,得到悬停和前飞状态下的辨识模型。在分析辨识模型的动态响应特性后 ,根据飞行品质规范的要求 ,采用极点配置技术对模型进行了增稳设计 ,并进行仿真验证。结果表明该增稳器效果良好 ,应用这种方法建立的小型无人直升机的增稳模型可直接应用于飞行控制系统的设计。

飞机地面滑跑方向的模糊控制系统仿真研究

目前对飞机地面偏航运动研究不足。此外,在精确建立飞机地面滑跑模型的同时考虑左右主机轮所处不同路面状况时的飞机地面方向控制有一定难度。针对飞机地面滑跑时的偏航现象,在考虑飞机整体,机轮轮胎,路面状况等特性的情况下,研究了基于在线插值模糊控制的飞机地面方向综合控制方法。建立了三点式起落架布局的飞机地面航向非线性动力学模型。采用在线插值模糊控制方法,综合利用方向舵控制系统、前轮转弯控制系统和防滑刹车控制系统对飞机地面滑跑时的航向进行纠偏。仿真表明,在飞机的左右主机轮处于不同路面状况下时,该综合控制方法可以在不增加控制器复杂程度前提下,提高控制效率,对飞机航向进行有效纠偏。

推力矢量飞机平衡区的计算

通过对推力矢量控制下飞机动力学特性的分析，定义了飞机机动的平衡区并进行计算，确定了推力矢量在低速机动中对飞机平衡特性的决定性影响，并与常规飞机的平衡特性进行了比较分析。将以往用来分析飞机尾旋运动的分歧与突变理论（ＢＡＴＣＭ）推广到推力矢量飞机过失速平衡特性的计算中，确定了在不同的飞行状态及推力矢量系统配置下飞机过失速机动的平衡区。其结果有助于理解推力矢量系统的效用及其设计参数对飞机过失速机动能力的影响。

基于模糊PID控制的飞机纵向航迹建模与仿真

本文提出了一种基于模糊PID控制建立飞机纵向控制仿真模型的方法。在六自由度模型和BADA模型基础上,建立飞机纵向控制系统的数学模型,并设计模糊自适应PID控制器对模型进行改进.在飞行下降段模拟中,与PID控制进行对比实验,仿真结果证明模糊PID控制器在仿真应用中更具稳定性和快速性,仿真得到的飞行航迹符合飞行性能限制的要求。实验所仿真的下降段是整个飞行过程的一部分,所建立的模型是否适用于其他飞行段,有待进一步的验证。

基于微分流形理论的飞机纵向动力学边界

在人-机-环系统发生改变时,需要考虑更多具有高度非线性特征的动态因素来估计飞机的动态边界。为此引入了微分流形理论估计飞机动力学边界。首先介绍了微分流形理论的相关概念及计算稳定边界的方法步骤;然后以某型飞机为研究对象,考虑飞机非线性动力学特性建立纵向非线性模型并进行增稳控制补偿设计;利用微分流形法刻画飞机动力学边界,并与蒙特卡洛法得到的飞机动力学边界进行对比,验证了微分流形理论确定的飞机动力学边界的准确性;最后分析了可用迎角随俯仰角和俯仰角速度的变化关系。结果表明,俯仰角速度一定时,俯仰角越大,可用迎角越小。研究结果可为飞机的边界保护系统以及控制策略提供一定的参考。

多变量非线性非定常气动力的模糊逻辑模型

应用模糊逻辑算法 ,建立了带升降舵偏角影响的非线性非定常气动力模糊逻辑模型 ,并进行了验证。结果表明 :所建立的非定常气动力模糊逻辑模型有较强的预测能力。此方法为今后建立多变量、复杂运动的非线性非定常气动力数学模型 ,提供很好的借鉴。

飞机大迎角气动数据的组成与应用

包含非定常气动力在内的由各种方式获得的飞机大迎角气动数据，必需经过合理的组合才能形成完整可信的飞机大迎角数据。通过对过失速区飞机运动特点的分析，提出了组成总气动数据的新方法。应用此数据进行的过失速机动仿真表明，非定常气动力和动态的动力学作用在飞机进行“动态到达”的过失速机动中减弱了飞机横航向偏离的趋势，可使飞机恢复到通常的可控飞行状态。而飞机在需要持续飞行在超大迎角区的过失速机动中，必需使用推力矢量来抑制大迎角特有的横航向偏离。

飞机可变几何形状进气道控制系统综合研究

论述了飞机进气道可变几何形状控制系统的鲁棒设计方法和系统的综合试验。针对基于发动机压气机增压比πk 参数进行调节的进气道系统 ,给出了试验技术要求和严酷环境条件下的试验结果。

新型飞机着陆动载特性研究

为了研究道面板在高胎压、大质量、短距离起降的作用下的荷载响应规律,根据新型飞机的受力特性和运动规律,分析起落架-机轮-道面耦合作用,并考虑飞机气动力变化,建立起5自由度的飞机地面动力学模型。通过四阶Runge-Kutta法求解微分方程组,研究道面荷载随时间和空间的变化问题。研究结果表明,新型飞机主起落架产生的道面动载系数能达到1.4,飞机下沉速度是影响着陆荷载的主要因素,其次为飞机质量与俯仰角,飞机胎压对着陆荷载影响较小,但对道面板影响较大。

模型飞机空气动力学基础知识（之二）

如何减少阻力是飞机设计的一大难题。因为飞行中发动机产生的推力全部用来克服阻力，所以减少阻力能够使飞机飞得更快。为了在设计飞机时减少阻力，需先了解阻力如何产生。一架飞机在飞行中所受到的阻力主要分成四大类：

模型飞机空气动力学基础知识（之三）

七、翼端处理 机翼不可能无限长，一定有端点。较机翼的其它部分，翼端的空气流动情况比较特殊。采用后掠翼布局的飞机，气流从机翼前缘流过不仅向后而且还向外流（图1），导致翼端的气流状况更加复杂。为了减少翼端的诱导阻力，人们采用了各种方法，常见的有：

模型飞机空气动力学基础知识（之一）

无论是初学者为了尝试制作模型和放飞的乐趣，还是专业选手在竞技比赛中欲夺取桂冠，学习和钻研空气动力学的基础知识都十分必要。为了让众多的航模爱好者更加科学地从事航空模型运动并且尽量少走弯路，从2007年第1期开始，本刊将连续登载“模型飞机空气动力学基础知识”，力图以最浅显的文字并配合大量直观的插图，使模型飞机爱好者能更好地了解和掌握空气动力学的基本概念。原作者BF109，本刊进行了删改。

从航模爱好者到飞机设计大师——记中国著名飞机设计师、飞机空气动力学家顾诵芬

从爱好航空到志在航空1930年2月4日。顾诵芬出生于江苏苏州。其父顾廷龙．曾任上海历史文献图书馆馆长、上海图书馆馆长，兼任华东师范大学、复旦大学教授。少年时期的顾诵芬就和家人居住在图书馆中。他遵父命帮图书馆干些编写图书卡片之类的事情，15岁时已能承担父亲交给的修裱装编之类的精细工作。父亲希望儿子继承自己的事业。但与经史子集的读本相比。

基于跟踪补偿任务的飞行员感知模型

针对飞行员对外部信息的多通道感知特点,建立了基于跟踪补偿任务的飞行员感知模型,模型具有视景和前庭系统反馈.通过对飞行员感知特性的深入分析,利用视景系统的外部特征和前庭器官的生理结构建模,结合俯仰跟踪任务,利用最小二乘法对模型进行参数辨识,并在降落和起飞两个飞行工况中对模型进行了验证.试验表明,在跟踪补偿飞行任务中,飞行员控制行为模型的仿真输出曲线与飞行测试数据之间的高度误差小于3.5 m,俯仰角误差小于1.5°,说明建立的飞行员感知模型能够较好地反应飞行员的感知特性.

中国科技进步的现代楷模

顾诵芬,作为我国飞机设计事业的奠基人、我国飞机空气动力学研究的开拓者,为我国航天事业的发展做出了突出的贡献。

航空器穿越飞行高度层最小初始纵向间隔研究

为在保证安全的前提下,有效增加空域容量、提高管制员工作效率,研究航空器穿越飞行高度层之前所需的最小纵向间隔。综合考虑飞行技术误差、导航误差和监视误差等因素的影响,建立航空器穿越飞行高度层模型、飞机动力学模型和航迹控制模型。运用蒙特卡洛方法,模拟航空器穿越飞行高度层,计算不同初始间隔下的危险冲突概率得到所需最小纵向安全间隔,最后对计算结果修正取整。结果表明:在不同起始高度层时穿越爬升所需安全间隔分别为65,15 km和80,15 km;通过提高监视设备的精确性、采用反馈航迹控制模型等手段能获得更小的安全间隔。

联接翼布局直接升力控制特性的初步研究

本文对联接翼气动布局的直接升力控制特性进行了初步的探索。通过前、后机翼上升降舵面的同向偏转组合所产生的直接升力，与相应的正常布局相比较，不仅显示了飞机优异的气动性能：增加了最大升力系数和升力线斜率，改善了失速特性，提高了纵向静稳定性，而且明显改善了ΔＣｙ、Δｎｙ、ΔＨ、ωｚ等参数对操纵输入的瞬态响应品质，给飞机提供独立的姿态或轨迹控制的非同寻常的运动模态。头部鸭翼的增加进一步提高和改善了联接翼布局的直接升力特性。