基于干扰观测器的升力式飞行器改进离散滑模控制研究

升力式飞行器具有飞行空域宽、速度变化范围大、机动性强等特点,是近年来国内外的研究热点。本文针对升力式飞行器模型大不确定及外界干扰强带来的控制难题,提出了一种基于干扰观测器的改进离散滑模变结构控制方法。首先,建立了俯仰通道的离散控制模型。其次,设计了一种基于干扰估计的改进离散滑模变结构控制律,并证明了其稳定性。再次,分析了参数选择对控制系统的影响,验证了控制律的有效性。最后,与传统的离散滑模变结构控制方法进行了比较。仿真结果表明,与传统的离散滑模控制方法相比,本文提出的控制律控制精度更高、鲁棒性更强、滑模面收敛速度更快及抖振更小,可有效提高升力式飞行器的飞行品质,实现复杂任务的稳定控制。

基于神经网络的高原机场飞机离地速度计算方法

针对现有飞行理论中对民航飞机在高原机场起飞离地速度计算研究不足,且计算方法单一、复杂的问题,利用MATLAB仿真平台构建在高原机场飞机起飞滑跑阶段模型,通过计算不同飞行条件下的飞机离地速度,得到大量训练样本,建立BP神经网络模型,将机场海拔、飞机质量、安全起飞速度、温度和可用起飞距离作为输入量,飞机离地速度作为输出量,对神经网络进行训练和测试,直至均方差达到要求。将神经网络所求估算值与仿真数据进行对比并进行分析。均方误差为4.1289,均方根误差为5.6121。使用神经网络计算方法效率高,误差小,可应用于不同高原机型在不同影响因素下的离地速度计算,对高原机场运行和机场跑道长度设计有一定参考价值。

变体飞行器的气动与多学科设计需求

变体飞行器可以通过局部或整体变形来改变飞行器的外部形状,实时适应多种任务需求,在多种飞行环境下保持气动性能最优,已经成为21世纪航空航天领域的前沿研究热点。本文首先梳理了变体飞行器的气动与总体设计、结构、控制、噪声、隐身之间的联系,然后针对变体飞行器气动设计面临的任务需求,阐述了增升减阻、稳定性和操纵性、降低气动噪声以及增强飞行器隐身性等气动与多学科设计对不同变形方式的需求,最后对变体飞行器关键技术和未来发展方向进行了展望,为变体飞行器气动与多学科设计的发展提供参考。

基于EMD及闭环测试的飞机直接升力控制系统设计

飞机直接升力水平不均会造成飞机飞行偏航问题,为实现对飞机飞行能力的有效控制,设计基于EMD及闭环测试的飞机直接升力控制系统;在FSEU架构中,设置ARINC429总线闭环机制,联合伺服控制模块与实时机载终端,实现飞机直接升力控制系统应用模式的搭建;根据隐藏EMD信息定义条件,求解质心动力学方程,再按照气动特性原则,计算航向偏离度的具体数值,完成基于EMD的飞机升力控制;以内存网交联环境为基础,配置模型机组织,实现对闭环测试功能的完善;实验结果表明,应用所设计系统可以改善直接升力水平不均的问题,将飞机飞行偏航角控制在0°~20°的数值范围之内,能够实现对飞机飞行能力的有效控制。

MAGIC CARPET着舰控制的稳定性

魔毯(MAGIC CARPET)是美国最近几年非常成功的舰载机着舰控制技术,是未来主要的着舰方式。研究了MAGIC CARPET控制的稳定性。首先,分析MAGIC CARPET着舰和常规着舰的控制结构。然后,进行人在环实时仿真实验,实验有MAGIC CARPET控制和常规控制两组,每组中又分油门不动和自动油门接通两种情况。实验显示稳定能力(轨迹稳定性、轨迹可控性、速度稳定性、迎角稳定性),从高到低的排序是:MAGIC CARPET控制(正常有自动油门情况)?MAGIC CARPET控制(油门不动情况)?常规控制(正常有自动油门)?常规控制(油门不动情况),可见MAGIC CARPET的稳定性能非常优秀。最后,从D-V曲线、信号流图、复域等多角度,综合分析了MAGIC CARPET控制和常规控制的稳定性机理。研究结果可为飞机着舰和直接力控制等方面提供参考。

大型涡桨飞机发动机短舱对机翼气动影响及控制

为了研究大型涡桨飞机发动机短舱对机翼的气动干扰,首先分析短舱机翼的气动干扰对飞机失速特性和最大升力系数的影响,总结短舱机翼气动干扰的流动机理,然后结合实际案例进行工程应用分析。结果表明:短舱对机翼的气动影响主要表现在失速特性和最大升力系数方面;优化设计短舱控制剖面能有效改善飞机失速特性;通过精细设计调整短舱与机翼前缘涡流位置和强度,可以使短舱对机翼产生的气动影响符合设计预期。研究结果为改善大型涡桨飞机短舱对机翼气动干扰提供一定方法。

ANALYSIS OF COUPLING SENSITIVITY OF UN－CONVENTIONAL RESPONSES FOR DIRECTFORCE CONTROL AIRCRAFT

The object of this paper is to analyze the coupling sensitivity ofunconventional responses of direct force control (DFC) aircraft with the closed-loopsystem dynamics and the aiming error dynamics, further, to venfy the analytical resultsthrough numerical examples, and finally to obtain some important conclusions on thecoupling sensitivity, which can be referred to the system design and flying quality ratingfor DFC aircraft.

飞机-道面耦合作用下飞机随机动荷载研究

为准确确定飞机滑行过程中随时间与位置随机变化的动荷载,建立了飞机主起落架四自由度模型,分析了飞机与道面的耦合作用,利用有限元仿真技术求得了道面平整度及升力影响下的飞机随机动荷载,并根据Welch法求得了飞机动荷载的功率谱密度,探究了动荷载能量在频域内的分布规律。研究结果表明:当滑跑速度不变,国际平整度指数分别为1.56 m/km、3.12 m/km、4.68 m/km时,B737-800每个主起落架上的动荷载峰值增长了7%;当道面平整度等级不变,飞机滑跑速度由10 m/s增加至40 m/s,受升力影响飞机动荷载呈减小趋势;频域范围内,飞机滑跑速度提高、悬挂系统与非悬挂系统刚度的增加均导致飞机动荷载频率增大;而随着道面平整度等级的降低,飞机动荷载频率不变,仅功率谱密度峰值增大;随着飞机悬挂部分阻尼的增加,动荷载功率谱密度的峰值明显降低,但频率保持不变;而非悬挂部分的阻尼对随机动荷载功率谱密度的影响不明显。

基于同伦连续法的飞机舱门提升机构轨迹综合

飞机舱门是进出机舱的通道,其机身导向槽中心线与提升机构末端导向轮运动轨迹重合,保证了舱门开启/锁止可靠。以有序单开链方法建立提升机构2个单开链单元轨迹综合运动学方程组;方程组变量齐次化分组,其Bezout数仅为320,减少同伦跟踪路径;分别进行初始方程组构造和同伦方程组求解,求得了6组杆长非负实数构形解,绘制了单开链单元组合的对应构形。以机构运动空间和提升机构力传递效率进行构形筛选,得到了可实现飞机舱门按期望轨迹运动的舱门提升机构。

基于可变信赖域的飞行器轨迹快速优化

升力式飞行器再入过程中面临着多种复杂约束和路径限制,对其进行快速准确的轨迹优化是一项重要课题。提出了一种基于改进序列凸优化的轨迹快速生成方法,以能量为自变量对运动方程进行简化,以倾侧角的正余弦函数为控制量,针对多项约束条件进行凸化处理,以得到满足优化条件的计算模型。对优化过程中容易出现的“抖振”现象进行改进,提出可变信赖域和权值函数的方法,减少迭代过程中的跳跃问题,同时也提高终端精度要求。通过数值仿真计算验证表明所提算法可高效快速解决包含禁飞区下的再入轨迹优化问题。

无来流扑翼气动力测量装置性能研究

为了研究仿鸟扑翼飞行器气动力设计了一种固定在新型悬臂梁式测量装置。在无来流的条件下,对直流电动机驱动传动机构使扑翼做往复运动时产生的气动力、影响扑翼升力和推力因素(电压、电源和电流)进行了研究。结果表明:锂电池电压减小,升力和推力扑动频率及推力曲线峰值减小;恒压源比锂电池电源对扑翼飞行器气动力影响较小;电流的变化对扑翼飞行器的气动力影响最大,电流大小是驱动扑翼拍动的关键参数。也证实了测量装置设计的合理性和适用性,并且具有高灵敏度,测量数据准确可靠,数值模拟实验原理简单,可为扑翼飞行器的机体和扑翼结构设计提供快捷的气动力测试数据支持及应用价值。

基于自适应固定时间的直接升力着舰容错控制

针对执行器效益损失故障、偏移故障和舰尾流扰动,提出了一种直接升力作用下的自适应固定时间容错控制方法。首先,建立了一种新的含襟翼的舰载机精确反馈线性化模型,并基于新的固定时间稳定性定理,对直接升力模态设计了滑模控制器,提升了系统的收敛速度和着舰精度;然后,引入非线性微分方程形式的自适应更新律,在线估计故障因子的最小值和复合扰动上界值,补偿故障和扰动的影响,基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的固定时间收敛特性;最后,与其他方法对比仿真的结果证明了所设计方法的有效性和优越性。

涡轮泵排气对超声速飞行器气动性能的影响

采用数值计算方法研究了涡轮泵排气位置及排气流量对超声速飞行器气动性能的影响规律,确定了最佳排气位置,在此基础上开展了攻角对排气效果的影响研究。结果表明:1)主流对涡轮泵排出的气体有较强的干扰,飞行器表面的分离区随排气量的增加而增大,造成阻力增加,升力减小;2)上、下表面排气均可导致阻力的增加,且下表面由迎风导致在相同排气量下阻力较上表面大;3)为减小飞行器正攻角飞行时的阻力,排气位置应设置在上表面;4)当在上表面排气时阻力随攻角的增加逐渐增加,但与基准状态的阻力差量随攻角的增加逐渐降低。

升力体飞行器飞行航区安全性精细化评估方法研究

在升力体飞行器飞行试验中,故障状态下残骸可能的散布范围大,且沿航线分布。为了精细化评估飞行试验安全性,提出了一种基于可靠性分时评估的升力体飞行器飞行试验航区安全性风险精细评估方法,能够反映飞行器长时间飞行后各系统当前状态和经历的飞行剖面对故障概率带来的影响。文中将残骸散布评估问题转换为升力体飞行器分时段可靠性计算与飞行仿真计算问题,并给出了相应计算方法以及仿真算例。该方法能够用于各类升力体飞行器的飞行试验安全性分析。

基于FLUENT的飞行器外流场气动计算

为优化某飞行器气动外形结构,基于商业软件ANSYS/FLUENT进行网络建模、飞行器流场模拟、气动数据分析,求解出飞行器在0~20°攻角范围内的升力系数和阻力系数。将计算结果同试验数据进行对比,结果表明,升力系数和阻力系数同试验基本一致,说明采用FLUENT建立该模型进行飞行器气动计算方法可行,可为飞行器外形优化提供参考。

美国可重复使用再入飞行器Model 176设计特点分析

可重复使用再入飞行器技术是航天领域的竞争热点,已成为世界航天强国发展战略中的重点。早在20世纪50—60年代,人类就已经开始了对重复使用运输系统相关技术的探索。本文介绍了20世纪50—60年代美国研究机构提出的多种可重复使用再入飞行器,重点分析了设计性能最为优越的Model176的气动和结构方案。分析结果表明,Model176采用可变机翼构型,在高超声速段升阻比达到3.5,亚声速段升阻比达6.5,远超其他类型再入飞行器,拥有优越的航向范围和横向范围,理论上可以从任何太空轨道再入在美国本土水平着陆;Model176在结构方面采用完整的全金属结构和热防护系统,与陶瓷和碳-碳材料重量(质量)相当,且结构强度更高。Model176作为一款性能优越的可重复使用再入飞行器,能为我国可重复使用高超声速技术研究提供一定的参考价值。

舰载机全机落震试验机翼升力模拟方法研究

舰载机全机落震试验机翼升力模拟是在实验室测试飞机着陆载荷时,给飞机动态施加飞机着陆时刻机翼升力,模拟飞机着陆真实受载,机翼升力施加是否合理是全机落震试验成功与否的关键技术。给出了全机落震试验机翼升力模拟准则,提出了一种适用于全机落震试验的模拟机翼升力加载方法。根据该方法介绍了机翼升力加载装置设计原理,并对设计的机翼升力模拟装置进行了力学性能测试。将此方法和装置应用于某型飞机全机落震试验中,分别从施加模拟机翼升力大小、飞机姿态影响、下沉速度影响和着陆能量吸收四个方面对全机落震试验机翼升力模拟方法进行验证和评估。试验结果表明,该方法符合全机落震试验升力模拟准则,可用于舰载机全机落震试验。

四旋翼飞行器中升力波动的干扰与抑制

四旋翼飞行器旋翼产生的升力是在基值的基础上附加一系列频率特性和旋翼转速有关的高频分量。由于它会对飞行器的控制产生扰动,本文研究了这类高频升力分量对飞行器的影响并给出了抑制扰动的方法。首先,基于拉格朗日能量法建立四旋翼飞行器动力学模型;进而分析了高频升力分量与飞行器角速度扰动之间的关系。然后,将角速度反馈环节加入针对有色噪声的卡尔曼滤波器来抑制角速度扰动对控制器的影响。实验结果显示:与改进前相比,采用本文的方法对四旋翼原型机进行悬停控制可使控制量波动减少50%,高频控制量衰减至-17db以下。结果表明:采用本文的方法,可以有效地抑制升力波动对四旋翼飞行器的影响,提高飞行控制效率。

襟缝翼对民用飞机失速特性的影响

从外侧缝翼缝道参数、内侧缝翼分离面、缝翼与挂架间隙以及后缘襟翼缝道参数等方面考虑,分析了民用飞机失速特性和失稳特性的影响因素.结果表明,前缘缝翼根部和梢部细节对力矩特性有较大影响,缝翼挂架堵缝可提高升力,不影响力矩特性,调整襟翼偏角,可改变机翼有效弯度,不改变主翼分离特性.

增升装置中的流动控制技术

阐述了襟翼涡流发生器、主翼后缘偏折技术、Zhu’s襟翼、自激励运动襟翼、零质量射流、等离子体技术以及动力增升等各类主动控制技术的工作原理及其增升效果分析和具体应用情况.结果表明,这些流动控制新技术对于进一步提高民用飞机的增升效果具有巨大的潜力.