雷达模拟机飞行建模和改进

分析了雷达模拟机中的飞行模拟,构造了具有高精确度和逼真度的航空器运动仿真模型。并将模拟仿真得到的航迹与相对应的真实雷达目标航迹进行对比分析,提出了改进方法,得到了较好的实验结果。

虚拟微型扑翼飞行器建模仿真

针对扑翼飞行控制算法设计和验证需要,研究了扑翼飞行器数学建模和仿真系统建立问题。构造了一个虚拟微型扑翼飞行器(VFMAV:Virtual Flapping wing Micro Air Vehicle),基于非定常空气动力学原理,用修正的准定常气动力计算模型估算出了翅膀扑动产生的高升力。分析惯性力的基础上建立了扑翼飞行器的状态空间方程,进而基于Matlab语言和Simulink环境设计了虚拟微型扑翼飞行器仿真系统(VFMAVS:Virtual Flapping wing Micro Air Vehicle Simulator),并给出了相应的仿真结果。

仿鸟扑翼飞行器建模分析

针对目前对微小型飞行器的研究需要,分析计算了仿鸟扑翼飞行器翅拍动所产生的气动力和气动力矩,导出了拍翅式微型飞行器机体的运动微分方程和状态空间方程,并计算扑翼在飞行中的位置和姿态角。然后用matlab语言和Simulink环境设计了扑翼飞行器的仿真系统,并给出了相应的仿真结果。

准坐标系下的弹性飞行器飞行动力学建模

结合有限元思想和拉格朗日方程推导了准坐标系下的弹性飞行器飞行动力学模型,与通常采用的平均轴系建模方法相比,该方法克服了变量难在相同坐标系下表示等缺点,而且该模型包含了自由度之间所有的耦合,能够更充分的反映刚性自由度与弹性自由度间的交叉耦合特性,更全面的从本质上体现飞行器结构动力学、空气动力学以及飞行动力学这种多学科之间相互影响的非线性飞行动力学特性。该动力学模型可用于弹性飞行器非线性稳定性分析、弹性飞行器飞行动力学与控制理论分析等。

尾坐式超小型定翼机飞行运动建模与仿真

尾坐式超小型无人定翼机结构简单、飞行效率高、实用性强,其特有的飞行模式与传统飞行器显著不同,分析并掌握其运动特性具有重要意义。提出了一种尾坐式无人定翼机的新方案。为获得其基本气动参数,利用FLUENT进行CFD仿真建立其空气动力学数据库。为分析其各种运动模式,采用四元素法描述其运动姿态,并建立其六自由度飞行运动模型。最后,基于SIMULINK/Aerospace建立运动仿真平台,仿真结果表明该方案垂直起降过程的可行性,为后续控制系统设计与导航奠定了基础。

风、雨对某型导弹飞行过程影响的数学建模与仿真

导弹在飞行过程中不可避免的遇到各种外界干扰。其中环境对导弹飞行的速度姿态角的变化的影响尤为明显,所以研究导弹在风雨条件下的飞行是非常有必要的。为了研究环境因素对导弹飞行过程的影响首先建立导弹的运动学和动力学数学模型,然后建立风等的环境模型,再利用vc++通过四阶龙格库塔法进行仿真。最后得出导弹飞行过程中姿态角主要受风的影响,而雨由于只是宏观建模,对导弹的飞行过程影响主要是速度高度的影响较大。

无人倾转旋翼机飞行动力学建模及操纵技术

针对无人倾转旋翼机的飞行特点和操纵方式,建立了一套适合于倾转旋翼机飞行操纵特性分析的飞行动力学模型,研究无人倾转旋翼机全包线飞行操纵与控制策略。在Simulink仿真环境中分别建立直升机模式、飞机模式以及过渡飞行模式仿真模型,通过配平计算,得到各飞行模态工作点处的配平操纵量,为分析无人倾转旋翼机的全包线飞行策略和操纵输入提供研究基础。

基于Agent的人机组合行为建模方法研究

为了仿真人类飞行员操纵飞机进行作战的复杂行为,提出了一种基于Agent的人机组合行为建模方法。通过建立一个以人为主导、模块化、层次化的多Agent模型体系,将飞机平台Agent模型分解为多个能反映实际装备行为的子系统Agent模型,并将飞行员Agent模型细分为信息处理、态势评估、决策规划、行动执行四层混合式结构,以综合运用模糊推理、动态贝叶斯网络、模糊Petri网等方法来建立其行为模型。最后在基于vsTASKER的虚拟仿真环境下对人机组合模型进行了测试,目前的研究结果验证了该方法的可行性。

飞行错觉模拟器系统软件的设计和实现

目的:设计飞行错觉模拟器系统软件,并应用于国产飞行错觉模拟器的研制。方法:根据飞行错觉模拟功能要求,分析并提出系统软件功能指标,采用飞行建模、虚拟仪表、视景图像、运动控制算法和网络通信等技术,设计并实现由运动控制、视景仿真、仪表仿真、飞机性能仿真、综合管理控制和座舱管理6个子系统软件组成的飞行错觉模拟器系统软件,并进行软件功能鉴定测评和应用效果评价。结果:飞行错觉模拟器系统软件经过2轮测评,9类43个测试项目共178个测试用例全部通过。初步应用试验的15项评价指标中,80%的评价指标达良好及以上。结论:飞行错觉模拟器系统软件功能、性能和接口等均满足设计和使用要求,可成功应用于飞行错觉模拟器的开发。

直升机自转下滑飞行力学建模与控制器设计

针对直升机自转下滑飞行力学建模及控制器设计开展研究。首先,建立了发动机失效后的直升机动力学模型。然后,对直升机自转下滑状态进行配平计算,得到各前飞速度所对应的稳态下降率;对给定前飞速度及下降率对不同总距操纵下的旋翼气动特性进行了计算;结合基于鲁棒参数设计法的正常飞行状态速度跟踪系统设计了基于下降率误差的PI控制器。最后,开展了仿真验证及结果分析。结果表明,该PI控制器能使直升机转速在一定时间内恢复至期望值附近并稳定,引导直升机成功进入自转下滑,该研究对直升机发动机失效后的自转下滑控制器设计具有一定的指导作用。

双涵道倾转垂直起降飞行器模型与系统研究

设计了一种新型的双涵道倾转垂直起降飞行器,采用双涵道动力降低了对起降场地的要求。通过双涵道倾转飞行器动力学分析,得到飞行器在不同飞行姿态时的运动状态。飞控系统通过双闭环PID控制器控制电动涵道系统和伺服舵机系统,实现飞行器的姿态稳定。通过分析样机实验数据验证了双涵道倾转垂直起降飞行器设计的可行性。

进气道可变高超声速飞行器自适应一体化控制

使用冲压发动机的高超声速飞行器多采用乘波体构型,由于飞行包线大、飞行环境变化显著,故采用变几何进气道设计以提高不同飞行条件下的综合推进性能,这使得飞行器动力学特性变化更加复杂,飞行和推进耦合效应更加显著。在此背景下,开展变进气道高超声速飞行器动力学建模研究,分析进气道构型变化情况下的动力学特性。提出了动力学参数依赖的自适应一体化控制方法,实现飞行/推进耦合反馈控制。在飞行环境和进气道构型改变导致动力学特性变化情况下,通过实时调整控制器参数,提升指令跟踪控制品质。

某型运输机工程飞行仿真研究

国产某型运输机工程飞行模拟器是按美国联邦航空管理局(FAA)和中国民用航空局D级飞行模拟机的技术要求设计,在功能上既可以满足飞机工程设计仿真需要,也可以满足飞机飞行员模拟训练需要.对该模拟器在仿真座舱设备、视景系统仿真技术、飞行建模技术、六自由度电动平台技术等方面都进行了深入的研究.

六旋翼植保无人机模糊自适应PID控制

六旋翼植保无人机在作业过程中自身载荷变化将引起飞行控制性能下降、抗扰动能力降低等问题。为了提高六旋翼植保无人机的可控性,通过对六旋翼植保无人机在喷洒农药过程中进行分析和建模,推导出植保无人机时变动力学模型,提出了一种模糊自适应PID控制算法,模糊自适应PID算法适应性强,参数整定简单,提高了系统动态响应和稳态性能。将各个传感器的测量参数输入到模糊自适应PID算法中,可以得到对应的控制量,实现飞行器稳定运行。通过使用Matlab软件对飞行系统进行仿真,并结合实验平台实际飞行控制表明,系统的动态性能和稳定性得到了有效提高。

扑翼飞行器的研究现状与发展

针对不同类型的仿生扑翼飞行器的研究现状,指出扑翼飞行器现有发展水平的优势与不足。根据仿生对象的不同,对扑翼飞行器的关键技术进行介绍与分析,包括动力学、结构、材料、建模与控制。在综合分析研究现状的基础上,对未来扑翼飞行器的发展方向进行展望,对可能面临的技术难题进行了预测,为扑翼飞行器技术研究提供参考。

试论飞行器航迹预测方法研究

基于飞行器航道交通的科学疏导与管理,以飞行器航迹预测方法为研究目的,探讨目前采用的飞行器航迹预测方法类型与其优缺点,提出了对飞行器运动方向进行建模获得预测数据,再结合飞行器航迹历史记录进行滤波计算获得飞行器航迹预测数据的方法,并利用航迹预测进行飞行器冲突探测判断,通过飞行器冲突探测仿真算例证明方法的可行性。通过算例仿真得到的结果是本文提出的将航路数据、性能数据、气象数据构建的航迹预测模型结合卡尔曼滤计算得到的航迹预测在判断飞行器下一时刻位置和飞行器之间冲突检测中具有较好的应用效果。

月球软着陆飞行动力学和制导控制建模与仿真

着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律设计中考虑到该段燃料消耗很大,主要以燃料最优为设计指标.接近段距离月面较近,且经姿态调整后接近垂直下降,拟采用平面月球模型;制导律设计采用基于重力转弯技术的最优开关制导律.着陆段几乎垂直下降,动力学模型可在平面月球模型的基础上简化为一维垂直下降模型,制导律设计拟在垂直方向采用简单的程序制导方式.最后,在考虑测量、推力误差以及环境干扰等影响下对着陆精度进行了初步仿真分析,结果表明,给出的软着陆三阶段动力学模型和制导律是可行的.

攻防对抗防空导弹飞行力学建模和计算机仿真研究

提出模块化建模的基本方法,将全系统模型分为进攻模型、防御模型、数据库模型、可视化模型等几部分,它便于实现模型的置换和扩充.在建立正确、合理的攻防对抗飞行力学模型的基础上,计算机仿真采用并行算法和串型算法的任一种方法都可以实现实时仿真.

吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。

低空风切变系统建模及其对直升机飞行安全威胁定性分析

系统地建立了含湍流的三维低空风切变模型,并综合分析了其对直升机飞行安全的威胁。建立了微下击暴流风场及大气湍流场组合的风切变模型,在不增加计算量的前提下,选取特征点发展直升机飞行动力学模型,有效捕捉了风切变的切变特性,提高了在风场中的动态响应计算精度。模型配备姿态保持功能的控制增稳系统已符合一般直升机的飞行状态,并改善机体响应。根据风速分布的特点,选取不同飞行速度、不同风场位置进行飞行仿真,定性地对比分析状态量变化与风场对应关系,并且以垂向通道为例,从动力学角度分析验证了响应的理论计算表达式。结果表明:湍流主要导致高频姿态角响应,风切变对飞行状态量变化占主导作用,且垂向风是引起威胁的主要因素,据此提出危险风场规避建议。