基于光流的六旋翼飞行器悬停控制

提出了一种应用惯性光流实现六旋翼飞行器悬停的非线性控制器.为克服外界因素的影响,提出一种辅助悬停控制系统.首先由球面相机获取目标平面的图像,并通过动态映射实现目标点到相机镜头表面的映射;然后比对连续时刻的图像获取目标点的平移光流;最后,使用分散平移光流作为控制器的反馈信息,实现飞行器的稳定悬停.目标平面为室内多纹理的平坦地面,共完成10次测试.实际飞行测试表明,飞行器在水平与高度方向的悬停位置误差为±5 cm,验证了该非线性控制器与辅助悬停控制系统的可行性.     

小型涵道风扇无人机自适应解耦控制律设计

为解决小型涵道风扇式无人机俯仰通道和滚转通道之间的惯性耦合问题,采用简单自适应控制(simple a-daptive control,SAC)方法对无人机姿态角速度控制回路设计模型参考自适应控制器,使该控制回路在受到不确定扰动和参数摄动的影响下,仍能稳定跟随参考模型输出;同时对所构造参考模型进行串联前馈解耦,以使无人机跟随参考模型同步解耦,进而实现对无人机姿态角速度和自身姿态角的有效控制.仿真结果显示,该控制律能使无人机姿态稳定跟踪参考模型输出,并且有效抑制了被控对象参数摄动带来的不利影响,控制系统具有较强的自适应性和鲁棒性.     

高超声速飞行器飞行动力学特性研究

为获得舵面操纵、高度和质量变化引起的非线性动力学特性的变化情况, 基于连续算法分别求取舵面、高度和质量与各个状态量所组成的平衡面。根据所求平衡面, 基于岔理论对高超声速飞行器全局稳定性进行分析研究。分析结果表明, 相较于传统的基于线性化方法对高超声速飞行器的稳定性所进行的研究, 分岔理论能更全面地揭示高超声速飞行器的动力学本质特性, 为气动布局设计和优化, 以及飞行控制律设计提供有力的支撑。     

微小型变体飞行器建模与控制系统设计

研究了机翼可后掠变形的微小型变体飞行器动力学建模和飞行控制系统设计方法. 通过状态点选取、气动参数计算和数据拟合插值,建立了变体飞行器的动力学模型. 针对模型的特点,提出了一种以参数空间方法为基础的变体飞行器飞行控制系统设计方法,通过计算机辅助算法,设计了纵向通道控制系统. 仿真结果表明,所设计的公共固定增益控制器能够使得变体飞行器在不同飞行阶段始终具备要求的动态特性,具有可行性和工程实用性.      

某陆空汽车涵道风扇有限元分析

针对在陆空汽车起降以及平飞状态的不同工况,根据螺旋桨的动量理论,计算得到涵道风扇桨叶有限元分析的边界条件.在限元软件ANSYS中建立采用层铺设计的涵道风扇桨叶有限元模型,并对涵道风扇桨叶添加边界约束条件、进行了分析计算.结果表明,该采用层铺设计的涵道风扇设计方案能够满足陆空汽车各飞行工况强度要求,为陆空汽车升力原件设计提供了可行方案.     

柔性翼飞行器动力学建模与循环求解仿真方法

针对刚体飞行动力学难以描述柔性翼飞行器刚柔耦合动力学特性的问题,提出了一种在时域内对刚体运动和弹性体运动交替进行数值计算的建模与循环求解仿真方法.该方法分别为飞行器刚体与弹性体运动建立了独立坐标系,根据坐标系之间的惯性牵连关系,通过气动力与惯性力完成了刚柔耦合动力学关系在刚体与弹性体运动之间的传递.与此对应的仿真算法是在1个积分步长内顺序计算飞行器受力情况、弹性变形状态与刚体运动状态,在仿真步长之间以循环求解的方式进行仿真计算.以飞行器对姿态扰动的动态响应为例进行仿真分析,结果表明本文的动力学建模与仿真方法能正确反映柔性翼飞行器的飞行特性.      

涵道螺旋桨多工况设计

单一工况下设计的涵道螺旋桨通常不能满足垂直起降飞机的多工况高效需求。基于叶素动量理论可以开展涵道螺旋桨多工况设计,其关键在于不同工况下螺旋桨拉力占比、修正来流速度的计算。在无螺旋桨几何的情况下,采用动量源方法对涵道拉力进行估算,提出了修正来流速度的计算方法,基于最小能量损失原则建立螺旋桨几何,采用多重参考系方法进行耦合计算流体力学（Computational Fluid Dynamics, CFD）修正,得到单一工况下弦长扭转角关系、螺旋桨拉力占比以及修正来流速度。通过改变设计升力系数及转速,使不同工况下涵道螺旋桨的弦长及扭转角相匹配。分析结果表明,动量源方法计算的涵道拉力占比较大,来流速度修正方法可减少相同工况下耦合CFD求解计算量。多工况设计可有效提高涵道螺旋桨的综合效率。     

涵道风扇气动特性及其参数优化设计

为了解决涵道风扇组合系统复杂流场的计算问题并进一步提升涵道风扇的气动性能,应用CFD和动量源方法建立了较为精细的涵道风扇组合系统气动性能分析模型,明确了涵道风扇设计参数对气动特性的影响,对设计参数进行了优化设计,有效提高了涵道风扇的气动性能,优化后涵道风扇组合拉力提升了27.58%。     

一种涵道无人直升机模型参数辨识试验策略

针对样例涵道无人直升机,考虑机体振动等环境因素对输出数据的污染,提出一种样例无人直升机悬停模态下模型参数辨识方法．针对带角速率反馈的广义直升机参数辨识模型．利用直升机角速率、线加速度和操纵量依次独立辨识纵向通道模型参数Iy,Ib和Cr．首先根据传感器输出噪声方差先验信息筛选观测数据,有效剔除由此产生的部分野值样本．然后进一步采用低通滤波器对观测数据进行滤波．通过最小二乘法进行二次辨识．试验结果表明．该方法可显著提高模型参数辨识精度并降低参数估计的标准差．     

航空发动机风扇地面慢车关键结冰温度分析

根据《航空发动机适航规定》中第33.68条"进气系统结冰"的要求,发动机需在地面慢车状态下进行结冰试验验证,并应在-9~-1℃的环境温度范围内选择结冰最严重的温度点作为试验温度。风扇是发动机首当其冲的结冰部件。为确定某型发动机风扇在该温度范围内的关键温度点,基于Messinger结冰热力学模型,利用FENSAP-ICE软件对风扇进行了结冰计算。通过结冰质量的比较分析,获得了风扇的关键结冰温度点。计算结果显示,风扇结冰质量随环境温度呈两个阶段的变化趋势:在-9~-6℃范围内,结冰质量不随温度变化,单个叶片保持在0.29 kg;在-6~-1℃范围内,结冰质量随温度升高呈二次曲线的下降趋势。因此从结冰质量的角度来看,风扇在地面慢车状态下的关键结冰温度为-9~-6℃。     

风扇叶轮整体精密压铸模的计算机辅助造型

论述在设计制造高精度的整体叶轮压铸模的过程中,采用的计算机辅助造型和数控加工的工艺方法,成功的实现了某产品叶轮制造的国产化。     

柔性翼飞行器刚柔耦合动态特性研究

针对柔性翼飞行器柔性机翼弹性运动与飞行器刚体运动具有强耦合特性,基于拉格朗日方程,建立了柔性翼飞行器动力学模型.在特征点处对动力学模型进行小扰动线性化处理,并联立非定常气动力模型,得到了状态空间形式的纵向线性运动方程.分析了机翼结构刚度对飞行器纵向稳定性的影响以及飞行器的模态耦合动态特性.研究结果表明,柔性翼飞行器的弹性自由度会对飞行器的短周期模态造成较大影响.随着飞行速度的提高,短周期模态频率增加而1阶弯曲弹性模态频率降低,当两者频率趋向一致时,飞行器会发生体自由度颤振,体自由度颤振速度要明显低于基于悬臂梁机翼模型计算得到的颤振速度.      

水平盘旋转子参数对滚动轴承系统非线性振动影响

以双盘转子-滚动轴承系统为模型,利用有限元法建立了动力学方程,并以数值方法为手段得到转子系统振动响应,分析了机动载荷、偏心对转子系统非线性振动及分岔特性的影响,为研究更加符合实际的复杂工况耦合故障的转子动力学系统提供理论指导.研究结果表明:在水平盘旋机动飞行下,在二倍临界转速附近系统产生丰富的非线性动力学现象;随着机动载荷的增加,主共振转速提高,并且在转速区间内系统的振动形式更多趋于稳定的单周期运动.水平盘旋下,转子系统不仅能发生1/2亚谐共振,在某些参数下还产生了一些低频振动.     

空天高速飞行器建模技术研究

通过分析新型空天威胁目标,即空天高速飞行器的运动特性,以X-37B为例进行说明,并分析其建模难点,提出了对目标进行分阶段建模的方法.在目标不同的运动阶段,分别参照普通飞行器、弹道目标、巡航目标以及轨道目标的运动模型进行建模,给出了空天高速飞行器平台飞行段、动力飞行段及无动力飞行段具体的动力学模型,并给出典型阶段(动力飞行段)的运动模型,最后以X-37B为例进行仿真,仿真结果验证了模型的有效性.     

M型机翼变体飞机动力学分析

对变体飞机机翼变形时的飞行动力学响应进行仿真,分析机翼变形诱导出附加力及力矩的影响,为变体飞机飞行控制提供参考依据.基于牛顿欧拉方程,推导出适用于变体飞机的扩展运动方程,方程中增加了4项由于机翼变形而产生的附加力及附加力矩.基于涡格法建立任意机翼构型下气动力求解方法.将变体机翼飞机的动力学建模与仿真分析方法应用于M型机翼变体飞机,对机翼对称及非对称变形下的动力学响应进行分析.结果表明,附加力及附加力矩对变体飞机飞行影响明显.      

飞行器隐身技术研究现状

飞行器隐身技术在提高目前兵器的突破能力和纵深打击能力方面发挥了越来越重要的作用,美俄等军事强国宣称已将等离子体隐身技术应用于军事装备。美国F-16战斗机设计师和英国Topgun(《尖端武器》)杂志主编在Jane’s Defence Weekly(《简氏防务周刊》)上指出,F-22隐形战斗机并不是我们想要的;而前南斯拉夫人民空军与防空部队使用落后的雷达锁定美F-16战斗机,并用老式导弹击落,宣布美国采用的磁性材料涂敷、结构设计和等离子体技术等三位一体的协同隐身技术的失败。为此,我国不能再跟踪研仿国外军事强国的失败技术,应该自主创新,尽快研制出微型、低能耗的高浓度等离子体源,并使之成功地装备于我国的飞行器上。