飞机三维仿真回放系统的设计

飞机三维仿真回放系统的设计主要集中在飞机飞行参数的分析和处理上。目前,大部分飞机的三维仿真回放系统主要是简单的二维模拟,不能逼真地再现飞机的飞行过程。本文,笔者设计的飞机三维仿真回放系统在现有系统的基础上,进行了大幅度的改进,新系统不但可以下载、处理和分析飞行的参数和数据,还可以使用3DMAX和OpenGL软件实现飞机的飞行姿态和仪表的三维真实回放。     

一种飞行事故三维情景构建的实现方法

目前有关飞行事故的研究主要是针对事故飞机飞行过程的复原、飞行姿态的仿真,在三维飞行过程和姿态仿真技术往往采取复杂专业的技术平台.提出了一种经济有效的三维构建技术方案,即利用Sketch Up软件建造飞机三维模型,运用KML语言对飞行事故进行情景构建,并以Google Earth为可视化平台进行呈现,可快速经济地构建出飞行事故的虚拟情景.     

应用非线性干扰观测器的反推终端滑模飞行控制

针对飞机机动飞行时模型非线性、气动参数和力矩干扰不确定性的特点,提出一种基于非线性干扰观测 器的反推终端滑模控制方案. 该方案利用非线性干扰观测器逼近系统不确定性,取消了不确定性上界已知条件. 反 推设计过程中结合动态面控制设计虚拟控制律,能避免计算复杂性问题,通过引入快速终端滑模控制策略,提高了 系统收敛速度和稳态跟踪精度. 采用Lyapunov 稳定性理论证明了闭环系统所有信号一致终结有界. 对某战斗机进 行6 自由度机动飞行仿真,验证了该控制方案的有效性.     

飞机重心测量系统在我院研制成功

飞机重心是关系到飞机起飞和飞机安全的一个非常重要参数，任何重心的偏离都会导致严重的飞机事故。因此，经过改装、大修的飞机在飞行前，特别是首飞前都必须对飞机进行称重试验，给出飞机的重量、重心参数，以确保飞机重心始终位于一个相当小的设计要求的区域内，即飞机重心确保在使用前限和使用后限范围内，保证飞机的飞行安全，并获得飞机实际载油量。     

非线性动态逆控制在高超飞控系统中的应用

与传统飞机不同,高超音速飞机的推进系统与机体相互整合,导致高超音速飞机模型是严重非线性的,并且输入输出之间存有耦合.该文应用非线性动态逆控制来设计高超音速飞行控制系统,以求为其提供满意的非线性解耦控制能力,维持良好的纵向稳定性能.仿真研究表明该方法满足其控制系统的要求.     

济南机场雾霾天气特征及其对飞机安全的影响

严重的雾霾天气使人们避之不及,其不仅仅威胁着人类的健康,还会给相关领域的正常运转带来一定的影响,民用航空部门是受影响较大的一个。飞机飞行时需要良好的天气环境,而雾霾天气严重影响了飞机的正常飞行,找出雾霾发生的原因并分析其特征,据此提出可以预防雾霾产生及避免雾霾天气对飞机飞行影响的措施,是保障飞机飞行安全的有效保障之一。     

ARJ21飞机在云南的演示飞行研究

本文首先概述了ARJ21飞机122架机在云南地区航线演示飞行的过程,然后分析了飞行过程中存在的问题,最后针对这些问题提出了解决对策,演示飞行所获得的运行经验和飞行数据为进一步开拓飞机高原市场奠定了基础。     

飞机颤振模态参数的辅助变量方差辨识及渐近分析

针对飞机颤振随机模型中输入输出观测数据带有观测噪声的问题,为得到较准确的飞机颤振模态参数,将辅助变量辨识方法与方差匹配方法相结合,形成一种新的辨识策略--辅助变量方差辨识方法. 在飞机颤振随机模型中,通过引入辅助变量来构造方差函数,导出最小化优化目标准则函数的求解过程,并详细地给出对应的偏 导式. 根据渐近分析理论,推导参数估计值的渐近方差矩阵表达形式. 利用此渐近方差矩阵不仅可以衡量辨识方法的有效性,而且可以设计最优激励信号. 将提出的方法用于飞行仿真转台电流环被控对象的传递函数辨识和飞机颤振模态参数辨识,验证了该方法的有效性.     

航空发动机中加速度传感器的应用

<正>发动机是飞机的心脏,为保证飞机操作系统绝对安全可靠、飞行安全,必须在发动机上安装相应的传感器,用来测量发动机的工作参数,随时监控发动机的工作状态。加速度传感器在发动机研制、生产和使用过程中,对发动机进行振动测量和监视。目前用于航空发动机振动测量的传感器主要是磁电式速度传感器和压电加速度传     

延安机场大风特征及对飞行的影响

延安机场位于陕北黄土高原的中南部地区,机场天气条件相对复杂,特别是机场进近、跑道位置处的大风对飞机的正常与安全飞行产生严重影响,因此,明确延安机场大风特征对飞机安全飞行具有重要的现实意义。本文利用延安机场近16年的大风观测资料,简要分析延安机场大风天气特征,并针对大风对飞行的影响进行探讨,以期为延安机场航班调度及飞机安全飞行提供一定的参考。     

基于递推最小二乘法的四旋翼系统辨识

在四旋翼飞行器建模过程中,需要获取精确的系统模型参数.该文通过系统辨识的方法获得四旋翼系统模型的参数.首先针对四旋翼飞行器小角度飞行状态,建立含有未知参数的系统动力学模型;然后根据四旋翼飞行器的实际飞行数据,应用递推最小二乘法对系统参数进行辨识;将辨识获得的参数应用于仿真模型,并将仿真数据与实际测量值进行对比.结果表明:在小角度飞行状态下,此辨识方法可以获得精确的系统模型参数.     

含有输入动特性不确定飞控系统的自适应滑模控制

针对含有执行器动特性和严重不确定性的非线性飞控系统,提出一种非线性自适应滑模控制器. 该控制方案的主要特征是对系统不确定性没有匹配条件的限制. 控制器由两部分组成：一部分根据称为标称模型的已知非线性模型进行控制器设计,另一部分根据建模误差的估计参数设计自适应滑模控制器. 对某飞机的非线性6自由度未解耦模型进行仿真,验证了该方法对系统不确定性具有较强的鲁棒性,对期望输出有良好的跟踪精度.     

基于FPGA的飞行时间测量系统

以直接探测体制的激光三维视觉系统为背景,分析距离维探测中激光脉冲的噪音特性,利用MAT-LAB仿真技术分析4种定时方案的误差特性,提出恒比定时技术结合内插放大技术的飞行时间测量方案,基于该方案设计以FPGA为基础的飞行时间测量系统。     

受油飞机重量重心控制技术研究

在空中受油的过程中,飞机重量重心控制对飞行安全影响较大。根据飞机油箱分布、燃油管路布置、飞机不同重量构型及各种故障模式,要想减少空中受油对飞机重量重心的影响,人们必须合理设计飞机各油箱受油顺序。     

一种鲁棒自适应Backstepping控制方案研究

对基于调节函数的Backstepping自适应控制方案进行了改进,设计了一种新型鲁棒自适应无人机飞行控制系统.首先将某型无人机的系统模型转化为一个含有非线性参数不确定性、不确定的非线性与未建模动态的受扰严格反馈系统,然后提出了一种含有广义误差自适应调节项的新型李亚普诺夫函数,得出了稳定自适应控制律和参数更新律.最后该无人机的鲁棒自适应飞控系统的有效性得到了仿真验证.     

基于CIP51内核的姿态稳定系统实现

<正>遥控航模等小型飞机在飞行中的飞行姿态是依靠无线电遥控设备控制的,地面人员操纵遥控器上的操纵杆,发出改变飞行姿态的指令,机上遥控接收机输出对应的PWM脉冲宽度调制信号控制数字舵机带动舵面偏转,舵面的偏转量与操纵杆的行程成正比。由于飞机在飞行中不断受到气流扰动等因素的干扰,飞机的飞行姿态时刻在改变,因此,操纵人员要时刻观察飞行姿     

跨音速大气/惯性攻角两步融合算法

攻角是飞机飞行的重要状态参数,也是飞控及导航系统必需的参数,现代战机对攻角精度要求越来越高.大气数据系统在跨音速条件下性能严重下降,大气攻角精度受到很大影响. 针对试验机大气数据传感器的配置特点,该文设计了一种基于变参数互补滤波器与神经网络的跨音速大气/惯性攻角两步融合算法,实现惯导系统和大气系统的攻角信息融合. 首先进行跨音速惯导天向回路解算,而后利用互补滤波器与神经网络对大气/惯性攻角进行互补融合与修正,使最终的融合修正攻角平稳、可靠,逼近真实攻角. 本文利用某型飞机的实际试飞数据对两步融合算法进行了验证. 结果表明,融合修正后的攻角能够基本去除跨音速飞行阶段原始大气攻角的剧烈波动,并与真实攻角吻合.     

超机动飞行的鲁棒自适应神经网络动态面控制

针对超机动飞行过程中气动参数变化剧烈、控制精度高的特点,提出了一种基于神经网络的鲁棒自适应动态面控制方法。模型不确定性和外界干扰由RBF神经网络在线补偿,控制律由动态面控制方法得到,降低了反推控制器的复杂性,改进的神经网络权值调整自适应率改善了系统的过渡过程品质。利用Lyapunov稳定性定理证明了闭环系统所有信号有界,系统跟踪误差和神经网络权值估计误差指数收敛到有界紧集内。对所研究的飞行控制系统进行了herbst机动仿真,结果验证了该系统在过失速机动条件下具有良好的控制性能。     

飞机环控系统最小熵产分析

根据热力学第二定律,提出采用多目标优化方法对飞机环境控制系统进行最小熵产分析. 选取起飞、加速爬升和高空超音速巡航为设计点,以系统熵产最小为目标函数建立优化模型,并进行了优化计算,分析了热交换器流比、引气流量、涡轮和压气机压力比在不同飞行阶段对系统熵产的影响. 为克服在不同飞行阶段使系统熵产减小对设计变量的要求不一致的问题,将各设计点系统熵产最小作为不同目标函数建立多目标优化模型,并应用NSGA-Ⅱ算法进行优化计算得到了非劣最优解集,在此基础上进行方案决策. 仿真结果验证了方法的有效性.     

卫星编队飞行的神经网络滑模控制

该文推导卫星编队飞行的一般相对运动动力学模型,研究将指数趋近律滑模控制与神经网络控制相结合的卫 星编队飞行控制方法,设计一种径向基神经网络参数调节器. 实时调节指数趋近律的参数,从而取得滑动面的趋近速度 和燃料消耗的最优平衡. 采用指数趋近律滑模控制法,用饱和函数代替可能产生高频切换信号的开关函数,有效地削弱 了滑模控制的抖动. 二阶滑模控制结构保证了卫星编队的高精度控制. 仿真结果表明了这一控制方法的有效性.