飞参数据地面处理仿真系统研究

飞参数据地面处理仿真系统研究是综合运用计算机仿真的原理和技术而做的飞行参数计算机模拟仿真系统。在仿真系统设计中提出了飞行参数仿真系统的结构、仿真系统内部的数据流程管理结构及其管理方法。仿真针对飞参数据提出了通用的译码算法和飞参数据二进制文件的处理方法及仿真误差的校验方法。     

强迫绕飞无控旋转目标的控制策略

针对无控旋转目标航天器强迫绕飞的控制策略问题,强迫绕飞时要求追踪器对无控旋转目标器具备视线指向的能力,以便在较短的时间内进行全面观测。首先分析了无控旋转目标的姿态及运动特性,在视线旋转坐标系上建立了追踪器与目标器的三维相对运动方程。将追踪器对目标器的绕飞问题转化为视线瞬时旋转平面内的二维控制问题,采用基于模糊切换增益调节的滑模控制器对视线方向和垂直视线方向的目标运动进行了控制。数值仿真验证了所提控制策略的有效性。     

目标监视绕飞导引方法研究

针对空间非合作目标近距离监视机动飞行,在给出视线坐标系中两航天器的相对运动数学模型的基础上,建立了跟踪飞行器的轴向轨控发动机模型,提出了直接以发动机产生向心力对目标进行绕飞的控制方法,并完全利用跟踪飞行器上光学相机所提供的观测信息,设计出一种在绕飞面控制视线转率为非零常值,同时在纵平面辅以比例导引的制导方法,使跟踪飞行器能在以目标为中心的近圆相对轨道上飞行.讨论了该方法下可实现绕飞的条件,给出了控制方法,通过数学仿真,验证了该方法的可行性.     

高超声速飞行器再入段的动力学建模与仿真

高超声速飞行器的动力学建模对于进行控制系统的设计和仿真来说是非常重要的.与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度和高度跨度大、变化快,高超声速飞行器的飞行动力学特性相当复杂.为了研究高超声速飞行器的一些本质的动力学特性,选择再入段进行分析,建立了再入段的高超声速动力学模型.利用风洞实验数据,建立了空气动力学数据库,并且对模型进行了不确定性分析.在模型的基础上,讨论了高超声速飞行器再入段的控制系统的设计方法.最后,在MATLAB/SIMULNK中进行了控制系统仿真,仿真结果表明在60公里到着陆点控制系统能够很好地控制动力学模型跟踪制导指令.     

不确定环境下巡飞弹群动态资源管理

巡飞弹群是未来智能化作战样式的重要发展方向，能够实现全覆盖地毯式的封控压制和毁伤攻击，对任务科学合理的管理是作战任务实现的重要基础。本文首先对动态资源管理问题进行分析；其次建立了巡飞弹群的动态目标分配模型，并给出了主要的计算步骤；然后利用Hungarian算法可快速高效地求解平衡匹配优化问题的优势，对于巡飞弹和目标动态加入与退出的战场情况，利用增补变量的方式将非平衡匹配问题变为平衡匹配问题；最后，对典型任务场景进行了分析，验证了所提方法的有效性。     

飞参驱动的虚拟飞行再现系统设计与实现

阐述了虚拟飞行再现的概念、意义,基于实际飞参和三维虚拟场景的飞行再现系统的逻辑功能设计与系统结构设计.详细讨论了基于C＋＋和Vega实现飞行再现系统过程中的若干关键技术点.最后介绍演示了原型系统及其性能.     

旋飞毁伤盘形成机理研究及仿真分析

针对当前主动防御系统不能有效拦截超高速杆式穿甲弹的现状,提出了一种通过高速撞击和旋转切割进行主动防御的旋飞毁伤盘.引入节点分离法对旋飞毁伤盘的驱动过程进行了有限元仿真分析,能较准确地模拟弹带挤进膛线的过程.通过对比不同条件下旋飞毁伤盘驱动过程的仿真结果发现:驱动行程、启动压力和驱动药质量的增加都可以使旋飞毁伤盘获得更高的初速和转速,增加启动压力对初速的影响最显著,增加驱动药质量也能增加初速,但会降低能量利用率.研究结果可为旋飞毁伤盘及驱动装置的设计提供技术支持.     

复杂大气扰动下大型飞机飞行动力学建模研究

大型飞机的机体尺度与中小规模的风场尺度接近,为进行高逼真度的飞行仿真,需要建立含扰动风参数影响的动力学模型.推导了含三维扰动风参数的六自由度动力学方程,给出了扰动风参数的计算方法.基于B747-100飞机建模数据,结合四点模型,给出了扰动风场中气动模型修正的一般方法.改进Newton-Raphson算法,对动力学模型进行了无风状态下的配平,并结合典型飞行状态进行了模型初步验证.分别基于质点模型和四点模型,给出了B747飞机穿越三维大气紊流场的数值仿真实例.结果表明,应用四点模型的仿真结果更能表现出大型飞机对大气紊流响应的随机特性.建立的含扰动风影响的动力学模型以及改进的配平算法可用于飞行模拟器的飞行实时仿真.     

载人航天器回收着陆半实物仿真系统研究

介绍了载人航天器回收着陆半实物仿真系统的需求、设计方案和框架结构。针对回收程控装置工作的特点和载人航天器回收过程的动力学特性,在面向对象的基础上建立了由指令和时间触发的分阶段的物伞系统整个飞行过程的动力学模型。与其他降落伞软件系统相比,该系统为国内外首次搭建的物伞系统整个飞行过程的半实物仿真软件。     

基于校飞数据的雷达情报仿真方法研究与实现

作者根据建设防空C3I系统仿真试验环境的要求,采用"误差数据分组-建立数据库-随机提取误差数据"的步骤,提出了一种基于校飞数据的雷达情报仿真方法,并详细分析了误差数据分组算法,选取了合适的雷达探测数学模型.用该方法实现的雷达信息模拟器已应用于某防空C3I系统试验中.     

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。     

一类新型飞行器的气动数据模型

基于一类新型飞行器特有的几何外形结构,详细分析了其侧滑飞行可以等效为无侧滑飞行这一性质,根据这个性质,建立一个该飞行器的气动数据模型,这样此飞行器的侧滑飞行空气动力学系数就可以由无侧滑飞行的空气动力学系数折算得到,而飞行器的空气动力学系数通常是通过风洞实验得到的,由此可以节省风洞实验及费用。详细推导给出了侧滑飞行的空气动力学系数由无侧滑飞行的空气动力学系数得来的计算公式,最后的仿真研究验证了模型的正确性。     

结冰条件下人机环复杂系统分布式仿真方法

飞机结冰严重影响飞行安全,基于人机环的飞行仿真是研究结冰飞行动力学特性与飞行安全的重要手段。针对复杂飞行仿真系统对实时性要求较高的特点,分析了反射内存网的组网构建方法与实时性工作方式,改进了结冰气动导数模型,开发了包括外部环境、气动力计算、风险评估与边界保护等7个网络节点的分布式仿真系统,为结冰飞行事故重现和飞行控制律验证提供了可靠的平台。提出了基于人机环实时仿真的飞行安全分析方法,包括结冰条件下飞行安全窗和基于相平面的稳定域,对提高驾驶员的情景感知能力,保障飞行安全具有参考价值。     

基于PC的飞行模拟器中面向对象的空气动力学模型

飞机的空气动力学模型是飞行模拟器仿真软件中非常重要的组成部分,它直接反映了被仿真飞机的气动特性.由于该模型中包含众多的气动数据和复杂的数据处理过程,所以高效的实现此模型的功能是开发高逼真度飞行模拟器项目的关键.考虑到基于面向对象C 语言的特点和MATLAB快速实现实时仿真应用的优势,我们实现了空气动力学模型的编制并将其成功应用于自行开发的基于PC的飞行模拟器中.此方法增加了程序的结构性和可移植性,使其便于维护并可以适用于不同的机型,同时也为下一步制定模拟机软件框架积累了经验.     

一种微小型弹药的气动特性仿真研究

针对微小型弹药布局设计的现有约束问题，提出了一种新的微小型弹药布局优化方案，基于正常式布局的结构，建立弹药的三维气动模型，对微小型弹药进行流体力学仿真，研究了弹翼尺寸对弹体静稳定性的影响。为验证设计方案的可行性，利用不同的飞行条件进行模拟气动计算，得到微小型弹药的升力、阻力及俯仰力矩参数，计算了升阻比与可用过载。仿真结果表明：所提微小型弹药气动布局方案满足设计要求，且具有良好气动特性和飞行稳定性，为后续设计提供一定的参考依据。     

高超音速飞机模型的仿真研究

为了掌握高超音速飞机复杂的动态特性,提出了一种研究高超音速飞机模型的新方法.该方法采用MATLAB插值函数和S函数分别估算和建立高超音速飞机的气动参数及其六自由度的微分方程组,并在不同高度和速度下计算飞行的平衡点,然后通过比较平衡条件与约束条件,近似得到了整个飞行过程的飞行包线.仿真研究表明,该方法适合用在高超音速飞机模型上,仿真结果与期望要求相符合.     

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。     

高空高速飞行器飞行环境物理仿真研究

针对飞行时间短、速度和高度变化快、工作环境又十分严酷的飞行器，结合航空和航天领域现有相关技术，提出了适合于高空高速飞行的地面物理仿真试验方法——瞬态热平衡物理仿真试验技术。其中，气动热环境下蒙皮表面温度的计算机仿真和物理仿真是瞬态热平衡物理仿真试验技术的中心环节。阐明了把蒙皮表面温度仿真结果作为试验控制参数的思想，并着重介绍了高空高速飞行过程中蒙皮表面温度的动态仿真方法、物理仿真方法以及基于模糊控制的温度控制策略等关键问题，尤其是通过仿真实例分析了基于工程预测方法的动态仿真过程。     

机翼结冰后人-机系统动态特性仿真与风险评估

机翼结冰导致气动特性改变,为了定量分析机翼结冰导致的飞行风险,提出了利用人-机系统数值仿真数据进行概率评估的方法.考虑结冰对临界迎角、升阻特性等的影响,通过建立非线性动力学仿真模型和特殊情况下驾驶员操纵副翼偏转模型,实现了机翼结冰后的人-机系统动态仿真.分析了非指令控制滚转不正常现象,并通过影响因子的概率分布模型,最终实现了飞行风险概率评估.     

尾坐式无人机过渡模式纵向解耦控制

针对尾坐式无人机不同飞行模式过渡过程中纵向飞行速度和高度的协调控制问题,采用计算流体力学的方法对尾坐式无人机进行了气动特性计算和分析,根据总能量控制理论设计了过渡模式的在线解耦控制策略,为了适应尾坐式无人机过渡过程攻角和飞行速度的大幅变化,考虑阻力的影响,设计了非线性形式的总能量控制系统。通过仿真对比实验,基于总能量控制理论设计的解耦控制器,使尾坐式无人机在过渡过程取得良好的纵向解耦控制效果,验证了算法的有效性。