基于基本飞行模型的4D航迹预测方法

为快速准确地预测民航飞行航迹,提出了基本飞行模型的概念.按飞行阶段特点用基本飞行模型构建水平航迹、高度剖面和速度剖面,根据航迹特征点的飞行状态信息(位置、高度、速度和航向)拟合生成完整的4D航迹.离场程序仿真算例与实际飞行数据比较表明,基本飞行模型航迹预测方法可以快速得出航迹特征点和到达航迹特征点的时间.

基于基本飞行模型的ADS-B航迹修正研究

为有效提高飞机的监视精度,获取准确的飞行航迹,针对ADS-B监视过程中的航迹异常问题,提出了基于基本飞行模型的ADS-B航迹修正方法。该方法充分利用ADS-B丰富的飞行数据信息,建立了飞行计算模型和航迹识别模型,最终结合真实数据通过程序仿真验证了该方法的可行性。实验结果表明,该方法能准确、快速修正平飞、转弯、爬升过程中的航迹信息,可以有效提高航迹监视的实时性。

基于T-S模糊的纵向飞行模型簇LQG控制器设计

为了使飞机飞行时状态变量稳定,以F/A-18模型参数为例,对飞行控制系统纵向飞行模型簇给出了T-S模糊控制与LQG控制相结合的变增益模糊控制方法,研究其状态控制与稳定性问题。首先采用输入输出反馈线性化方法,将非线性微分方程组表示的飞机纵向控制系统进行线性化解耦得到线性化方程组,然后用模糊控制方法对变换后的线性系统进行设计,并对所设计的飞行控制系统进行仿真。仿真结果表明,该方法解决了多变量非线性模型簇控制问题,基于T-S模糊的纵向飞行模型簇LQG控制器设计可以实现状态、输入扰动下系统自动调稳功能。

动压相似对缩比飞行的影响

模型飞行试验作为空气动力学研究的重要手段之一,正逐步成为新型飞机研发中一种有效和低风险的技术途径。目前低速飞行试验技术已经相对成熟,而高速飞行试验尚存在许多困难。本文分析结果显示,来流动压对缩比飞行试验具有显著影响。动压相似保证缩比飞机与原型机表现出相似的动力学特性,但同时也限制了缩比飞机的飞行性能。研究发现,对于本文中的高升阻比飞机,通过飞行方案设计,缩比飞机能够克服动压相似带来的约束,获得与原型机相仿甚至超过原型机的飞行性能,对后续开展其他缩比模型飞行试验具有一定的借鉴意义,同时可为我国低成本高性能靶标系统建设提供技术支持。

基于CFD的高超声速飞行器模型建立及面向控制建模研究

针对高超声速飞行器带有非线性、强耦合等特性的复杂模型分析问题,采用计算流体动力学(computationalfluiddynamics,CFD)方法,在构建机身三维结构的基础上,设置计算流域、计算网格、计算模型,得到不同飞行状态下的关键气动力数据,并结合数据拟合技术,获得了多项式形式的气动力数学模型。考虑包含过多交叉耦合项和高阶项的模型形式过于复杂给控制器设计带来难题的问题,采用基于蒙特卡洛仿真的敏感性分析方法,从影响模型使用的风险因素入手,将模型中的拟合参数视为简化模型中的风险因素,结合模型状态输出建立安全性评价指标,利用敏感性参数分析技术给出面向控制建模分析的数学模型。结果表明:基于敏感性分析定量指标获得了简化后易于控制器设计的面向控制高超声速飞行器的数学模型。

基于分段特征提取的仿真模型结果验证方法

校核、验证与确认(verification,validation,and accreditation,VV&A)是保证仿真模型可信度的关键手段,其中模型验证是核心环节。针对导弹飞行仿真模型结果验证存在的参考数据不可获得、参考数据来源多样、专家验证主观性强等问题,提出一种基于时间序列分段特征提取的导弹飞行仿真模型结果验证方法。提出了一种综合的时间序列分段线性方法,由基于二阶导数提取趋势边缘点的线性分段算法和基于极值点优化的Top-Down线性分段算法两部分组成,以实现对导弹飞行仿真数据和参考数据进行有效的线性分段表示。基于上述分段结果,对各段时间序列的均值、方差、斜率等特征进行提取,以辅助专家进行验证,从而降低验证中的主观性;或者直接利用TIC系数法、动态时间规整(dynamic time warping,DTW)等方法进行客观的相似性分析。通过充分利用时间序列的分段特征,可实现各种情形下的导弹飞行仿真模型结果验证。通过一个导弹模型结果验证案例演示了所提方法的可行性和有效性。

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。

基于部件级建模的直升机飞行仿真方法

飞行仿真模型是飞行模拟设备中的重要组成部分。介绍了一种基于部件级建模的直升机飞行仿真方法。模型基于MATLAB/Simulink平台开发,适用于直升机飞行气动特性的实时仿真。针对模型的部件级建模架构,给出参数调整的方法思路,在仿真对象明确的情况下,列举部分模块中的可调参数范围。以系统联调过程中出现的陆基自动起飞悬停不稳问题为例,阐述参数调整对模型适用性的影响,证实模型的有效性。

三自由度飞行器模型的神经网络PID控制

对于具有非线性、时变和强耦合特性的三自由度飞行器模型系统,采用常规PID控制方法难以获得满意的控制效果,因此,设计一种基于免疫遗传算法优化的RBF网络PID控制器来实现该系统的稳态控制。在控制系统中,RBF网络实现对被控对象的Jacobian矩阵信息辨识,并通过在线学习自适应地调整PID参数;免疫遗传算法用于RBF网络的初值参数优化,以确保获得理想的控制效果。仿真实验表明,这种方法的控制品质优于LQR控制,具有较好的适应能力、鲁棒性和较快的响应速度。

防空导弹武器系统探测拦截低空飞行器模型

在分析了防空导弹武器系统探测和拦截低空飞行器影响因素的基础上,建立了在综合考虑雷达散射面积、飞行高度、阵地遮蔽角和电磁干扰环境下,防空导弹武器系统对低空飞行器的探测和拦截模型,为防空作战方案的仿真论证、防空武器的火力分配方案生成提供依据。实际使用证明,该模型贴近实战,可信度高。

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。

NX WAVE技术在飞行器模型建模中的应用

通过对NX WAVE技术的研究,以飞行器为例进行全参数、相关性设计。介绍了NX系统中自顶向下的建模方法,并探讨复杂模型建模过程中对于几何体参数控制的方法,使得相对复杂的装配体得到有效的尺寸控制,可以解决复杂设计中尺寸难以修改的难题,避免了重复设计,缩短了更改设计时间,并使得并行工程优势得到充分的发挥,提高了设计效率。

航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展

模型飞行试验是空气动力学研究的重要手段之一。近年来,带动力自主控制航空器模型飞行试验正逐步成为新型飞机研发中低成本、低风险的一种空气动力学关键技术研究及气动布局演示验证的有效技术途径。本文介绍了国外航空器模型飞行试验发展趋势及主要应用,结合中国空气动力研究与发展中心近年发展建立的航空模型飞行试验平台,描述了系统基本构成,分析了相关关键技术,提出了今后的发展方向。

高超声速飞行器模型振动及传力特性研究

提出了一种应用加速度信号研究飞行器试验模型传力特性的方法,采集飞行器试验模型不同位置的振动加速度信号,应用小波包分解方法对采集到的加速度信号进行预处理。对滤波后的信号采用经验模态分解(empirical mode decomposition,简称EMD)方法进行处理,得到信号的本征模态函数(intrinsic mode functions,简称IMFs),并通过相关系数判别并剔除伪分量。对剩余IMF分量进行希尔伯特(Hilbert)变换,得到信号的希尔伯特谱,并计算不同方向上飞行器试验模型壳体与内部结构加速度信号的能量分布差异,判断各方向上飞行器试验模型传力特性的优劣。结果表明:该方法能够用于飞行器模型的传力特性研究,且飞行器模型各向传力误差分别为0.189 1,0.098 1,0.0377,大部分气动载荷能够有效地从飞行器壳体传递到其内部结构,垂直方向上的力学传递性能最佳。

缩比模型演示验证飞行试验及关键技术

首先介绍了国内外缩比模型验证机飞行试验及其应用情况,总结了模型飞行试验的四大研究领域:气动布局演示验证、气动力飞行试验、危险边界飞行试验、新概念新技术演示验证试验;其次,分析了模型飞行试验在带动力自主飞行、模型快速结构设计与制造、模型动力系统设计与测试、飞行控制设计与测试、高精度测量与气动参数辨识等关键技术领域的发展趋势,并给出了中国空气动力研究与发展中心在这些技术方面的部分研究结果;最后,对模型飞行试验的未来发展方向进行了展望。

驾驶舱中飞行员信息处理时间预测模型

飞行员在驾驶舱中及时准确的获取足够信息操纵飞机是飞机安全飞行的重要保证,针对驾驶舱的信息显示布局方式,提出了可描述飞行员信息获取关键特征规律的飞行员视觉搜索策略及目标编码和搜索定位策略,建立了飞行员信息处理时间的预测模型,可准确预测不同方位不同距离的控制面板设计布局条件下飞行员获取足够信息的时间,而这个时间是驾驶舱人机工效设计效果的重要评估指标。通过操纵人员对中央控制面板信息获取时间的实验结果分析,验证了建立的飞行员信息处理时间预测模型的正确性。驾驶舱中飞行员信息处理时间预测模型是飞行员仿真模型的重要模块之一,可实现对驾驶舱人机工效设计效果及飞行安全性的评估,并对飞行操作程序的合理性设计和验证具有指导价值。

风洞湍流度对飞行器模型大攻角试验结果影响的初步研究

简要地阐述了在西北工业大学低湍流度风洞中进行的湍流度对飞行器模型(A和B飞机简化模型)在大迎角时气动特性影响的实验研究情况以及对实验结果的分析。实验的湍流度为：0．02％，0．10％和0．33％。实验结果表明，当迎角小于20°时，湍流度对试验结果的影响不大。但当迎角大于20°时，湍流度的影响是显著的。对不同模型，影响的量是不同的。例如，对B飞机模型，当湍流度自0．02％变化到0．33％时，对升力系数的影响可达到0．20％以上。这表明，国内生产性风洞规定的低速风洞湍流度指标对于大迎角时的风洞试验来说，不一定是合适的。

飞行器模型着陆特性的试验研究

研究了两种飞行器模型的着陆特性。模型着陆应用气囊系统衰减着陆冲击载荷。实验模拟着陆的垂直速度为2～6m/s,水平速度0～4m/s,着陆姿态范围-19.5°～+19 5°,测定了飞行器模型的加速度和稳定性。结果表明,峰值加速度随垂直着陆速度的增加而增加,且舱体模型的加速度高于弹体模型的加速度,着陆姿态和水平速度对稳定性有显著的影响。

一种采用氦气球带飞的高速模型飞行试验方法探索

目前高亚声速以及超声速模型飞行试验存在的困难主要是动力系统难以提供足够推力和短周期自由振荡频率急剧升高等。本文以一典型战斗机为例作了剖析,从剖析结果来看,在高速模型飞行试验中,模型缩尺比例K是最关键的参数。在中国空气动力研究与发展中心设计的翼身融合飞行器C2基础上,探讨了一种新的高速模型飞行试验方法:采用氦气球带飞,自22km高度投放实现超声速飞行,最大飞行速度达到马赫数1.18,这种采用重力克服发动机能力不足的思路是值得深入研究的,按照这种思路,完成了马赫数0.85的6g过载的高能量机动仿真。

面向着舰安全性仿真的飞行员人因可靠性模型

传统飞行员模型无法体现飞行员失误和认知可靠性,无法用于飞行安全仿真,为此结合认知可靠性失误分析方法(CREAM)和自适应飞机驾驶员最优控制模型(AOCPM)建立一种面向飞行安全仿真、能够反映飞行员认知行为和失误特点的舰载机飞行员操纵行为模型(PRMSSCL)。对发生于1981年的尼米兹级航母舰载机事故进行仿真开展模型验证。结果表明,处于事故环境会显著激发飞行员人因失误,增加事故概率,导致着舰失败概率由4%上升到17%;事故概率增加与实际飞行事故发生有可比性。