基于Visit OpenGL组件实现飞行过程实时仿真回放研究

提出了一种利用Visit OpenGL组件建立某型飞机飞行过程实时仿真的方法。该方法采用计算机图形技术和多媒体技术,能够建立逼真的三维视景。依据飞参数据驱动飞机、仪表实时地进行仿真回放。该系统已得到广泛应用。该系统的使用,对飞行事故调查、飞行质量的监控都有着重大意义,为飞行训练提供了有力的保障。

Bayesian Method Reliability of Flight Simulator

This paper introduces the basic viewpoints and characteristics of Bayesian statistics. Which provides a theoretical basis for solving the problem of small sample of flight simulator using Bayesian method. A series of formulas were derived to establish the Bayesian reliability modeling and evaluation model for flight simulation equipment. The two key problems of Bayesian method were pointed out as follows： obtaining the prior distribution of WeibuU parameter, calculating the parameter a posterior distribution and parameter estimation without analytic solution, and proposing the corresponding solution scheme.

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。

基于Open GL的飞行过程再现与仿真

针对某型飞机飞行过程再现与仿真的研究,提出了一种基于OpenGL图形库的方法,该方法采用计算机图形技术和多媒体技术,能够直观、快速地建立飞行过程;并分析了如何运用OpenGL实现建模、仿真及动态驱动。

飞行仿真实验中飞机飞行参数与坐标系变换

飞机姿态控制是飞行仿真试验中的一项重要课题,OpenGL是飞行仿真试验中常用的图形交互平台。要在OpenGL平台上实现飞机飞行参数对飞机飞行姿态的控制,其主要工作是完成飞机飞行参数与OpenGL中坐标系的变换。详述了在飞行仿真试验中飞机飞行参数与坐标系变换的相关问题,并依据OpenGL的一些基本变换函数解决了飞机飞行参数与OpenGL中坐标系的变换问题,实现了飞行仿真试验中飞机飞行参数对飞机姿态的控制。

飞行仿真气动力数据机器学习建模方法

基于机器学习思想,提出了一种大空域、宽速域的气动力建模方法。该方法利用飞行仿真弹道数据辨识的气动力数据,采用人工神经网络技术,实现了对高度、速度、姿态和舵偏角等多维度强非线性特性的全弹道气动力数据的高精度逼近。首先,分析了神经网络层数、隐含层神经元个数等对建模误差的影响,通过对典型弹道气动数据的神经网络建模计算,确定了较合适的神经网络层数和较优的隐层神经元个数。进而,利用飞行仿真的弹道数据辨识出沿弹道的气动力,采用神经网络建立了包含多个弹道融合的气动力模型,输出量分别为三轴气动力系数和力矩系数。最后通过气动模型输出量与原样本数据的对比,以及4条未参与训练弹道气动数据的预测,验证了该气动力建模方法具有较高的精度。建模结果表明:采用神经网络方法建立的飞行器气动力模型,对拟合多源耦合输入全弹道非线性气动力是可行的和有效的,在样本覆盖的高度、速度、姿态和控制舵偏角范围内,气动力拟合能力较强,并具有一定的外推性。该项研究可以为基于飞行试验数据的气动建模提供新的方法,并且能为飞行器气动力数据挖掘、飞行仿真和总体性能分析提供参考。

光电对抗半物理仿真系统航迹生成方法

为了建立能体现飞行器姿态变化及实际运动特性的航迹模型,提出了在光电对抗半物理仿真系统中利用变参数控制生成目标航迹的方法。该方法依据飞行轨迹控制原理,把飞机飞行动力学模型作为被控对象,在分析轨迹控制参数特点的基础上,构造了以控制误差为自变量的比例参数和微分参数函数模型。通过这些函数,变参数模型能够根据瞬时误差实时改变参数大小,从而适应飞行器轨迹运动过程中的非线性特点,减小生成航迹的误差。最后,利用某型飞机数据进行了数学仿真试验。结果表明:该方法产生的航迹与给定航迹最大距离相对误差为3.9%,稳定后相对误差为0.1%;航向最大相对误差为1.8%,稳定后相对误差为0.056%。另外,该方法具有通用性,可以满足仿真系统中对目标航迹模拟的要求。

驾驶员结构模型参数辨识

给出一种驾驶员结构模型的参数辨识方法：根据人—机实时仿真试验测量的驾驶员描述函数，按最小二乘准则辨识驾驶员模型参数。推导出驾驶员结构模型的灵敏度公式，用于参数辨识过程，使计算方便、收敛性改善。针对驾驶员完成俯仰跟踪任务的人—机仿真试验结果，进行了实例计算。

串置翼太阳能无人机气动特性仿真与设计

国内外试飞成功的太阳能无人机均采用常规机翼布局。设计确定一种太阳能螺旋桨无人机总体参数,机翼采用串置翼。应用FLUENT并基于3D粘性流场计算,验证表明串置翼比单翼具有气动优势。在迎角0°和6°下,对串置翼前后翼水平及垂直相对位置60种变化组合,模拟计算组合翼型升阻特性。结果表明两翼水平距离为5倍弦长和垂直距离为0.4倍弦长下,串置翼气动性能最佳。进一步确定翼及副翼和舵参数,制作完成缩比模型并试飞。

分布式推进系统对太阳能无人机横航向飞行品质的影响研究

文章根据太阳能无人机推进系统的特点,建立了电机螺旋桨的数学模型。通过分析系统产生的推力随飞行状态的变化关系,以及推进系统在大展弦比飞翼式太阳能无人机上的分布,采用线性化方法,计算了分布式的推进系统对高空长航时太阳能无人机飞行品质的影响。研究了分布式推进系统分布位置、控制方式等与无人机飞行品质之间的关系。从飞行品质要求和推进系统的整体效率出发,对各推进系统的参数进行了选取,最后通过非线性模型对分析结果进行了仿真验证。

飞机动力学仿真模型误差分析及调整

飞机动力学模型精确度的高低直接决定了飞行性能的可信性,飞机动力学模型的逼真程度很关键。由于在模型建立及解算过程中采取的种种近似和简化,导致最终建立的动力学模型和飞机实际动力学特性存在一定误差。具体分析了建模过程中的主要误差来源。为解决上述问题,给出了一种弥补上述误差的方法。针对飞机的主要性能指标,通过对影响性能指标的可调整参数进行适当的调整,有效缩小了动力学模型和实际之间的误差,提高了动力学模型和实际飞机动力学特性之间的吻合程度。

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.

3-UPS/PU飞行模拟器运动平台伺服电机参数预估

研究一种三自由度飞行模拟器运动平台的伺服电机参数预估方法,该运动平台由动平台、静平台以及二者之间的3条无约束主动支链和1条恰约束从动支链组成。提出了运动平台的恰约束从动支链由气动支撑单元和对动平台约束的机构构成。其中,气动支撑单元通过压缩气体承载动平台的自重和主要负载,减小了主动支链的驱动力。通过虚功原理建立了运动平台"最坏情况"的逆动力学模型,研究了运动平台在"最坏情况"下的伺服电机参数预估,并以此为依据进行伺服电机的选型。在算例中,研究了气动支撑单元支撑力对伺服电机峰值力矩的影响,通过运动平台"最坏情况"模拟某青岛到北京航班起飞部分过程对伺服电机参数进行校核,验证了方法的有效性和选择伺服电机的合理性。

多模自适应控制在空中飞行模拟器中应用

为了克服空中飞行模拟器传统上使用增益调度控制方式的弱点,设计了一种改善空中飞行模拟器性能的自适应模型跟随控制系统。其中辨识器采用基于卡尔曼滤波器的多模辨识方法,该方法将本机先验信息加入到参数辨识过程中,辨识结果是与卡尔曼滤波器相对应的各个先验模型参数的概率权重和。仿真结果表明,该控制系统克服了原空中飞行模拟器模拟精度依赖于需要精确已知本机气动导数的严重缺陷,并显示出多模辨识算法比一般的辨识方法收敛速度快、精度高,有效地解决了非线性随机系统的参数辨识问题。

航天器姿轨耦合自适应同步控制

航天器动力学模型的精确建立,对于成功完成空间任务来说必不可少,而单独考虑轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,因此从相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对航天器参数不确定问题设计了自适应同步控制律,并通过Lyapunov直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。从仿真结果可以看出,自适应同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零。

模型辨识在飞行模拟逼真度方面的应用

介绍了模拟器气动力模型的辨识方法。首先对试飞数据进行预处理 ,然后采用逐步回归法对气动力模型结构进行了辨识 ,并对模型的参数进行了优化。某型飞机纵向倍脉冲平尾和横向倍脉冲副翼响应的优化算例结果表明 ,所提出的方法是可行的。

基于时域Neal-Smith准则的人机控制系统设计多目标优化研究

为了获得驾驶员和飞机良好的匹配特性,使用基于人机闭环参考模型的方法将飞行品质的要求引入优化算法,进行飞行控制系统设计。首先使用CAP准则建立飞机等效系统模型。然后,基于时域Neal-Smith准则,通过多目标优化算法一次性得到在不同任务条件下的最优驾驶员模型。根据需要选择相应的驾驶员模型,并与飞机等效系统模型组成人机闭环参考模型,进行飞行控制设计多目标优化。仿真结果显示,文中的算法不仅可以整定控制器参数,根据任务需求选取最优驾驶员模型,还可以利用优化结果进行PIO易感性的分析。

基于模型的载人登月飞船系统设计应用探讨

针对载人航天任务设计难度大幅增大和技术状态倍增的问题,采用基于模型的系统工程方法对载人登月飞船系统进行正向设计和应用研究。首先,按照基于模型的系统工程设计思路,从利益相关方和核心业务目标出发,逐项分解出任务需求;通过功能分析对问题域的功能点进行定义,形成系统需求;根据系统需求和飞行器通用功能将功能要求落实到系统组成和内部结构中,定义系统的逻辑结构。其次,利用行为图来开展载人飞船地月转移段飞行方案建模和动态逻辑仿真工作,实时显示登月飞行器的组合体状态及相互间的信号传递。最后,利用MagicDraw平台集成Matlab软件开展了变轨速度增量和推进剂消耗等总体参数设计与轨道设计性能仿真的联合设计工作,实现总体方案的快速迭代,同时利用活动图建立4种登月飞行模式并开展飞行模式的多方案权衡建模。整个载人登月飞船正向设计过程按照需求、架构、行为和参数仿真4个方面进行了基于模型的系统工程方法应用的初步探讨,为后续载人登月飞行器的基于模型的系统工程应用提供参考。

液压助力式飞行操纵系统仿真分析

以某型水陆两栖飞机液压助力式飞行操纵系统的设计为背景,采用Matlab/Simulink建立液压助力式飞行操纵系统的动力学模型,该模型考虑了支座间隙、滑阀遮盖、摩擦力等非线性因素。通过仿真分析得出飞行操纵系统的各项性能指标,包括峰值时间、调节时间、超调量、相位滞后、流量需求等,以及各性能指标对主要设计参数的敏感性,为后期的铁鸟试验及优化设计提供参考。

小型固定翼飞机飞行动力学仿真

以某小型固定翼飞机为背景,研究了固定翼飞机飞行动力学仿真问题。采用计算流体力学有限元分析软件计算固定翼飞机的气动参数,并根据国际标准大气计算得到大气密度与声速,结合气动参数进行插值计算;然后采用标准四阶Runge-Kutta法求解飞机飞行动力学方程,并用Matlab程序实现针对该飞机的动力学仿真;最后针对同一飞行轨迹,选取飞行动力学的主要参数,将仿真结果与飞行实测数据进行对比,对比结果验证了模型与仿真方法的有效性与正确性。