模拟器在飞行控制系统开发中的应用

现代飞机的设计要求使用高增稳的飞行控制系统,对此需要进行飞行员在环测试以解决关键的设计问题。给出地面模拟和空中模拟演变的历史背景及其在飞行控制系统开发中使用的方式,并对各种模拟的优缺点加以讨论。推荐在飞行控制系统的设计开发过程中对地面和空中模拟互补使用,以便更好的对人机闭环的飞行品质加以评估。     

飞行模拟机操纵负荷系统试验研究

飞行模拟机操纵负荷系统是飞行模拟机的重要组成部分,向飞行员提供逼真的力感模拟。以飞机操纵系统为原型给出了飞行模拟机操纵负荷系统的模拟原理,建立了由低摩擦作动筒组成的三通道液压驱动数字式操纵负荷系统,根据数学模型借助快速控制原型技术和Matlab/Simulink可视化编程语言进行实时控制系统的开发,解决了采用C 、VC进行开发周期长、调试困难的缺点,并通过试验验证了PD控制算法的有效性,实现了对飞机操纵系统的性能模拟,具有误差小、跟踪性能好的特点,已应用于飞行模拟机样机系统的研制。     

综合飞行/推进关键自动模态设计与品质评价

先进飞机的综合飞行/推进自动模态设计,是设计具有自动油门功能的自动驾驶系统,实现飞行速度的自动控制,使飞行员松开油门杆,实现真正意义的自动驾驶。以大型客机和运输机为背景,设计了综合飞行/推进关键自动模态,包括巡航模态、自动着陆模态、平飞加减速模态,实现姿态、速度和高度的保持与控制。同时分别给出了相应模态的飞行品质评价指标,利用该指标评价控制律设计结果。评价结果均满足相应模态飞行品质要求。     

飞机座舱操纵装置空间布局优化设计

利用人机工程学的理论和方法,采用中国飞行员人体数据,运用人体模型进行人机系统计算机仿真。建立的三维动态人体模型的活动关节按工程要求简化成11个,自由度为17个。通过解运动方程并结合人体活动范围得出了作业过程中各百分位飞行员手和脚的可达域和舒适域。结合飞机座舱的几何尺寸及发动机操纵机构的几何尺寸对飞机座舱操纵装置中的操纵杆、油门、航向操纵脚蹬的作业空间进行了优化设计,从而能确保飞行员舒适、高效地驾驶和操纵飞机。     

发射后不管导弹——九十年代空战的基本需求

一切开始于威胁。假如实现第一次打击波的战斗机和对地攻击的飞机能够摧毁西方防御的话,那末战争的“第一天”就会决定战争的今后结局。每架战斗机在每次任务中必须进行几次攻击才能避免被动。因此,提出了战斗的短促性。理想的解决办法是采用一种发射后能自主飞行的空空导弹,使飞行员在按下导弹发射按钮后就能立即转移火力对     

直升机飞行模拟器及其特点

根据直升机与固定翼飞机飞行方式、操纵方式和任务使命的不同,简单叙述了直升机地面飞行模拟器研制的一般要求和特殊要求,并讨论了直升机飞行仿真模型的部件建模方法,特别是诱导速度模型和机身模型的特殊建模方法.最后给出了典型直升机地面飞行模拟器的飞行模拟曲线、分析以及飞行员评价,验证了模拟效果的可信性.     

飞行模拟器综合导航系统建模与仿真

模拟器导航系统主要为飞行员提供模拟飞行中的位置及其航行参数并安全导引飞机沿既定航线飞行。结合航空仿真技术发展和全任务飞行模拟器样机的任务需求,在MATLAB/SIMULINK平台上构建了捷联惯导及基于区域导航法的无线电导航仿真模型。采用VAPS6.3制作出主飞行仪表,作为导航系统仿真的终端显示。利用RT-LAB平台构建分布式飞行仿真系统,实现导航外部特性的半实物仿真。经系统调试证明了该方法的有效性。     

ARJ21飞机工程模拟器关键技术研究

飞行模拟器的研制是一个复杂的工程.通常按功能分为工程型飞行模拟器和训练型飞行模拟器.分析了工程型飞行模拟器与训练型飞行模拟器的区别,工程型飞行模拟器的技术现状和发展趋势,重点分析研究ARJ21飞机工程模拟器的关键技术,包括总体设计、工程师平台.工程模拟器可以及时分析解决飞机试飞后发现的技术问题;使飞行员及早参与飞机的设计研制工作.ARJ21飞机工程模拟器的成功研制,为后续大型客机模拟器的研制奠定了基础.     

对称机动飞行时飞行员人体动态体表压力分布研究

论述了飞行员人体动态体表压力分布对于飞行过载动感仿真的重要性。给出坐姿人体体表压力模式及其等效压力分析方法。在对称机动飞行情形下,建立了飞行员人体动力学方程,该方程考虑了歼击机飞行员实际坐姿。导出了动态体表压力公式,动态体表压力与飞行员人体加速度之间的惯性传递矩阵。给出与动态体表压力相关的歼击机飞行员人体参数计算方法。以某飞机眼镜蛇机动为例,通过数值求解,得到该机动飞行时飞行员人体动态体表压力分布。研究结果可用于指导过载椅设计。     

某型飞机纵向通道极限状态限制器设计与实现

极限状态限制器是保证飞机飞行安全的重要设备,本文提出了一种基于传感信号神经网络训练的某型飞机极限状态限制器,讨论了限制器的结构和限制因素,给出了限制器控制律的神经网络实现方法。数值仿真结果表明(高度10km,马赫数0.8/1.5):1.当飞行员平稳拉杆(2°/s),攻角和法向过载平稳增加直至其中一项超过边界值时,驾驶杆纵向位移被限制。2.当飞行员猛烈拉杆(8°/s)时,限制器预计飞机攻角或纵向过载的过于剧烈变化而对驾驶杆位移提前限制。     

嵌入式机载性能数据库的搭建与应用

嵌入式机载性能数据库是飞行管理系统的重要组成部分,它是飞机飞行过程中进行性能计算的数据来源,为性能计算提供必要的飞机、发动机性能参数以及操作约束参数,使飞行员可以计算飞机飞行中的各种信息。在嵌入式实时操作系统VxWorks上,使用开源的嵌入式数据库Berkeley DB,搭建了初步满足要求的嵌入式机载性能数据库。而后对数据库的数据内容进行了归纳整理,并初步探讨了性能数据的存储方法。最后通过调用数据库中的图表数据完成了飞机巡航段的性能优化计算,从而验证了性能数据库在实际应用中的可行性。     

倾转旋翼飞行器无模型自适应姿态控制

采用余弦加权分配法克服了控制操纵冗余问题,采用内/外回路控制结构解决了通道间耦合问题,实现了不同飞行模式下飞行控制系统统一建模。针对无人倾转旋翼飞行器动力学模型难于准确建立问题,引入伪梯度向量和伪阶数,应用无模型自适应飞行控制策略,使飞行控制系统对存在动力学特性非线性、时变性和未建模部分的被控对象具有更强的自适应性和鲁棒性。仿真验证了无模型自适应控制器的自适应性和鲁棒性优于比例〖CD*2〗积分〖CD*2〗微分控制器,给出了倾转旋翼飞行器由直升机模式到过渡模式再到飞机模式的全过程仿真,验证了无模型自适应控制器能够应用于倾转旋翼飞行器飞行控制系统设计,为无人倾转旋翼飞行器飞行控制系统设计,提供了一套新的控制系统设计方法,便于工程实现。     

伸缩翼飞机变形飞行的建模与滑模变增益控制

研究了伸缩翼飞机变形飞行过程的动力学建模与鲁棒控制问题,以分析机翼变形对飞机性能的影响机理,并实现机翼变形时的平稳飞行。首先通过气动仿真分析构建了伸缩翼飞机气动参数与机翼变形的关联函数,进而建立了变形飞行的动力学模型。在此基础上提出了一种新的滑模变增益控制(sliding mode gain scheduled control,SMGSC)策略,更好地保证闭环系统的全局稳定和鲁棒性能。仿真结果表明,机翼伸缩能直接改变飞机的气动特性和运动模态;SMGSC能更好地保持伸缩翼飞机变形飞行时的状态稳定,并消除复合干扰的影响;伸缩翼飞机通过机翼变形可以减少50%的燃油消耗实现同样的飞行任务,具有重要的性能优势。     

先进短距起飞垂直着陆飞机的建模与仿真研究

先进短距起飞垂直着陆(ASTOVL)飞行／推进综合控制技术的实现，需要进行大量的理论研究和仿真计算，以确定最优控制律。通过用全量非线性方程来描述的该类依靠气动舵面和推力矢量融合控制技术的飞机运动状态，建立了六自由度的飞机动力学数学模型。由于没有对刚体飞机数学模型和气动数据进行线性化处理，因而所建模型不仅能较全面地反映STOVL飞机的实际运行特性，而且具有较强的通用性。最后，以某型号STOVL飞机为背景，在MATLAB5．2／Simulink环境下研究和开发了飞行数字传真器，介绍了仿真软件的设计思想和程序架构，并通过数字仿真验证了该仿真器的正确性。     

超机动飞行自抗扰控制律设计与仿真

提出了一种利用自抗扰控制器算法设计超机动飞行控制系统的新方法。根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动和外扰的特点,在超机动飞行快回路和慢回路中引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。直接针对飞机超机动飞行条件下的强耦合、强非线性模型进行控制律设计,符合超机动飞行控制的非线性、模型摄动大、模型不精确等特点,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,简化了设计过程。大包线范围内的大迎角机动仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性,为解决超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

动态飞行仿真系统高载荷训练研究

介绍了动态飞行仿真系统的总体设计，结合现代军机的高载荷（高G值），飞行特点，详细介绍了高载荷飞行仿真的当前状况，从飞行仿真技术原理方案和载人离心机原理方案出发，采用了实时飞行仿真技术，直接力矩控制技术和交流同步电机驱动主心机的伺服调速体制，实现了高载荷（高G值）模拟飞行训练。     

飞行训练仿真器视景显示系统及其方案选择研究

飞行训练仿真器视景显示系统的主要功能，是将图像生成设备生成的视景图像通过显示设备显示给飞行员，它是飞行员获取信息的主要窗口，其性能指标的高低直接影响到飞行训练仿真器性能和模拟训练效果。围绕这一关键子系统，阐述了其分类、不同类型显示系统的组成、显示原理及特点。并通过对现代战争背景下飞行任务训练对视景显示系统要求的分析，提出了飞行训练仿真器视景显示系统方案选择方法。     

基于非线性动态逆滑模的纵向着舰系统设计

通常发生的舰载机进舰着舰事故中,大多数是由于舰载机纵向航迹控制不好导致的。因此,针对着舰过程中的舰载机非线性运动模型,考虑舰尾流扰动的影响,提出了一种基于非线性动态逆的滑模控制方法,应用在纵向着舰系统的3个控制回路的设计中,来解决精确控制飞行轨迹的问题,并进行了航迹纠偏测试。最后,仿真结果表明,所设计的纵向着舰系统具有较强的鲁棒性和快速跟踪性,提高了舰载机着舰航迹精度,减少了下滑轨迹误差,满足了美国海军安全着舰指标要求。     

倾转旋翼飞行器飞行力学建模及验证分析

为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,考虑旋翼挥舞运动、采用有限状态尾迹模型描述旋翼诱导速度,进而建立旋翼气动力数学模型;考虑旋翼/机翼/干扰,建立相应气动力数学模型;针对倾转旋翼飞行器操纵冗余问题,建立了适用于全模态的操纵策略数学模型。最后以通用倾转旋翼飞行器数学模型和飞行试验数据,对建立的数学模型进行验证。仿真结果表明建立的飞行动力学模型具有良好的精度,适用于飞行动力学其他问题的分析研究。