倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究。其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型。对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰。最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性。

可倾转双旋翼微型飞行器飞行力学模型研究

微型飞行器(MAV)非线性飞行力学模型研究是MAV设计中的一个重要环节。可倾转双旋翼微型飞行器的非常规气动布局和大飞行包线使得其空气动力学特性与常规飞行器有很大差异。以理论计算为基础,在MATLAB/Simulink环境下建立了双旋翼微型飞行器的飞行力学模型。在建模过程中,采用非定常叶素理论计算旋翼的气动力,采用升力线理论计算机翼、尾翼和机身的气动力。对于气动干扰的问题,则着重考虑了螺旋桨滑流对机翼的影响。最后计算了MAV在不同飞行模式下的飞行性能和配平结果。结果表明,在整个飞行包线中,升降舵有足够的操纵权限来进一步改变MAV的飞行状态,MAV可以悬停,以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞。

复合式高速无人直升机飞行力学建模及操纵策略研究

双螺旋桨复合式高速无人直升机同时具备了直升机和固定翼飞机的优势,是目前高速飞行器的研究热门之一。针对双螺旋桨复合式高速无人直升机进行了飞行力学相关分析和操纵策略研究。首先,以干扰因子的方式构建旋翼对机翼的气动干扰模型,机身模型采用风洞实验数据,然后,建立该直升机的非线性飞行动力学模型。针对操纵冗余问题,提出一种操纵策略,以权重系数来分配操纵通道,通过添加平均螺距杆纵向通道,由螺旋桨平均螺距控制前飞速度。在此基础上进行配平,实现了各个杆操纵量在3个模式间的光滑过渡,从而验证了操纵策略的合理性。

空气动力和直接侧向力复合控制的拦截弹飞行力学及稳定回路模型

以大气层低层拦截导弹为研究对象,建立了飞行力学模型,进行了空气动力与力矩燃气动力的复合控制回路分析设计,进行了实例计算与仿真。

Simulink中倾转旋翼机飞行力学模型研究

在Simulink环境中建立了功能健全的倾转旋翼飞行力学模型。该模型包含了旋翼、机翼、机身、尾翼等部件气动力模块与操纵机构模块,其中旋翼气动力的计算采取了准定常叶素理论和均匀入流假设,而机翼、机身、尾翼等部件气动力的计算则采用了升力线理论,并考虑了旋翼尾流的影响。最后,以XV-15为样机进行了配平和特征根的计算,并将计算结果与GTRS模型结果进行了对比,验证了该建模方法的有效性。

基于Simulink的直升机飞行动力学模型配平方法

本文应用Simulink软件研究直升机飞行动力学模型的配平实现方法。介绍了直升机飞行动力学模型的配平原理,讲述了基于Simulink Linear Analysis Tool的模型配平方法。以某型直升机为算例,应用Linear Analysis Tool进行配平计算,获得了该机的平衡特性。结果表明,基于Linear Analysis Tool的配平方法,操作简单,计算效率高。

飞行模拟中的飞行动力学仿真平台研究

介绍了适合于飞行动力学仿真的运动方程和飞行动力学仿真中的气动力数据和发动机数据的处理方法,改造了部分运动方程以克服地面运动的奇异性问题,建立了一种可仿真地面风场中运动的起落架数学模型,完成了可模拟飞机空地运动的通用的飞行动力学仿真平台。数值仿真了某双发螺旋桨飞机的爬升和巡航性能,数值仿真结果表明：该仿真系统能处理飞行仿真中的所有的飞行动力学问题,计算过程稳定,克服了飞行动力学仿真中的奇异值问题。

基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析

将计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代,并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程,最终求得平衡参数。应用所建立的方法,首先进行了算例验证,以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析,为直升机着舰飞行提供参考。

飞行器飞行姿态不确定性传播分析

飞行器的飞行状态会受到诸多不确定因素的影响。例如飞行时的外部环境参数,制造时的容许公差和加工误差等不确定性变量会使飞行中的姿态控制产生偏差,导致飞行任务失败,甚至引发灾难性的后果。为此,本文提出了一种基于最优混沌多项式展开的不确定性传播分析方法,有效突破了高维不确定性传播分析面临的变量分布任意以及大规模计算等瓶颈问题。本文提出的传播分析方法,统一度量了高维设计变量中的不确定性,量化分析复杂不确定性对马赫数、动压、轴向过载系数及合成攻角等飞行姿态参数的影响,进而为飞行姿控及后续结构优化设计提供有效依据。

直升机模拟器飞行动力学仿真系统设计

本文采用MATLAB和QT Creator构建直升机模拟器飞行动力学仿真系统。使用MATLAB软件开发飞行动力学模型,然后将模型生成C++代码供系统仿真软件调用。使用QT Creator开发系统仿真软件,与主控软件通信采用UDP协议。采用这种方法构建的飞行动力学仿真系统具有开发迅速,实时性好的优点。

无人机半物理飞行仿真试验平台设计

本着方便、实用、经济的原则,利用现有的计算机辅助软件,建立了无人机的一体化仿真试验平台。基于该试验平台建立了飞控设计的规范流程,实现了飞控的工程化、一体化设计。根据该试验平台和规范流程,以一架小型飞机为对象,完成了气动力估算和数值模拟,建立了动力学模型,经过线性化设计了纵向控制器,并对控制律进行了实时仿真和飞行试验验证。

基于DE算法的共轴直升机模型辨识及精度分析

由于共轴直升机特有的旋翼布局引发了上下旋翼间强烈的气动干扰,采用传统的理论分析和风洞试验的方法难以获得适用于共轴直升机控制系统的飞行动力学模型.为此,设计了飞行扫频试验,根据飞行试验数据得到了悬停状态下包含共轴直升机飞行动力学模型耦合特性的非参数频率响应,运用仿生智能计算方法中的微分进化(DE,Differential Evolution)算法拟合频率响应建立了悬停状态下的共轴直升机状态空间模型.利用Cramer-Rao边界和不灵敏度的相关理论进行分析计算,说明辨识得到的参数具有较高的精度和可信度.通过比较辨识模型的输出和实际飞行数据的结果,说明辨识得到的模型能充分反映共轴直升机的飞行动力学特性,可用于飞行品质评估和飞控系统设计.

倾转四旋翼飞行器直升机模式操稳特性分析

针对倾转旋翼飞行器直升机模式下的操纵性和稳定性进行了研究分析,为后续控制系统的设计提供一定的理论依据。在考虑旋翼-机翼干扰的情况下建立了倾转四旋翼飞行器飞行动力学模型并结合试验数据进行验证。提出了一种适用于直升机模式下的操纵策略并对飞行器进行了配平计算。以该操纵策略为基础,计算了相应的操纵功效和操纵耦合,并分析了主要稳定性导数和特征根的变化。结果表明:航向操纵功效相较于其他通道较小;垂向输入引起的纵向力和俯仰力矩的大小随速度的增加不断增大;横向输入下引起的偏航力矩随速度增大而增大;速度稳定性随速度的增加而变得不稳定;除螺旋模态外,其他模态随速度的增加稳定性增强。

六旋翼无人自主飞行器建模与控制

针对六旋翼无人飞行器的自主飞行问题,对六旋翼无人飞行器的硬件设计、动态模型、控制算法等方面进行了研究。首先给出了六旋翼无人飞行器的详细硬件设计方案;然后通过刚体动力学分析与系统辨识实验相结合的方法建立了六旋翼无人飞行器的动态模型,在此基础上将六旋翼飞行器的自主控制分成纵向、横向、垂向、航向四个回路分别进行控制率设计;最后通过真实环境下的飞行实验对六旋翼自主无人飞行器的性能进行了验证。实验结果表明,研究设计的六旋翼自主无人飞行器能很好地完成自主起飞、自主悬停、航线跟踪、自主降落等飞行动作,完全满足实际应用需要。

靶场试验环境条件下战术导弹子弹药的飞行弹道仿真

针对战术导弹靶场试验中存在的子弹飞行故障和子弹鉴定子样不足等问题,通过分析子弹运动规律及环境诸因素对子弹飞行弹道的影响,综合考虑子弹气动外形等因素,建立了子弹飞行动力学模型.经仿真运行,得到了子弹飞行弹道,并可获取其它飞行参数,为分析子弹飞行故障、获取仿真样本和研究子弹落点散布规律提供了有效手段.

直升机平尾气动布局对飞行特性的影响分析

建立高精度的直升机全机气动干扰特性分析技术;结合飞行动力学模型,研究飞行状态和平尾气动布局参数变化对气动干扰及飞行特性的影响,明确影响气动干扰和飞行特性的主要布局参数,掌握气动干扰和飞行特性随气动布局参数及飞行状态变化的影响规律。

直升机与吊挂物耦合系统的飞行特性分析

针对直升机和吊挂物分别建立飞行动力学模型,将吊挂物在空中运动的三个方向上的自由度带入直升机和吊挂物在耦合状态下非线性动力学方程,将方程由9阶升为12阶,对样例直升机进行平衡特性和操纵性进行分析并与试验数据进行对比。同时运用小扰动理论将非线性学方程进行线化。针对线化后的线性飞行动力学方程,通过分析方程的特征向量和将线性的飞行动力学方程进行拉普拉斯变换后得出不同操纵通道的Bode图,分别在时域和频域对直升机和吊挂物耦合状态下不同吊挂重量和不同吊挂点位置进行操稳特性分析,从稳定性角度对吊挂点设置给出建议。

倾转机翼无人倾转旋翼机飞行动力学稳定性分析

为了研究倾转机翼无人倾转旋翼机的稳定性,发展了一种倾转机翼无人倾转旋翼机飞行力学模型,并开展了仿真研究。旋翼气动模型采用动量-叶素理论,机翼、尾翼和机身的气动模型在升力线气动理论的基础上结合了旋翼动量源方法以计入旋翼尾流的气动干扰影响。在全机飞行力学模型配平的基础上开展了动力学稳定性分析,并与常规倾转旋翼机飞行动力学特性进行了对比分析。研究结果表明:倾转机翼无人倾转旋翼机在悬停状态下,表现出俯仰角衰减迅速的稳定模态;在直升机模式小速度前飞时,改变重心位置及机翼倾转段面积可使机体纵向振荡模态发散速度减缓,系统稳定性增强。

六旋翼无人机的飞行力学建模研究

为开展六旋翼无人机的全机飞行力学建模研究,针对六旋翼无人机的前飞和非定常飞行要求,引入了动量叶素理论和动态入流理论对旋翼气动力进行分析。根据无人机的变转速控制方式,增加了旋翼转速变化对机身运动的影响项,推导了使六旋翼总需用功率最小的拉力分配优化方法,建立了六旋翼无人机的飞行力学模型。气动力计算结果表明,新建立的旋翼气动力计算方法精度高于现有的比例系数法。

基于最小二乘与自适应免疫遗传算法的小型无人直升机系统辨识

针对小型无人直升机小稳定、强耦合、非线性的特点,建立了小型无人直升机悬停状态下行动力学模型.设计了一种基于最小乘与自适应免疫遗传算法(LS-AIGA)的辨识算法,根据辨识实验的需要研制了机载微小型导航、制导与控制系统(MGNC).利用飞行实验数据,根据本文的辨识算法,对所建立模型中未知参数进行了辨识.最后对得到的模型进行了验证与分析,结果表明模型辨识数据与真实飞行实验数据匹配较好,所建立模型能够反映小型无人直升机动力学特性.