扑翼微型飞行器的动力学建模

对鸟和昆虫的飞行机理进行了有价值的探讨,并对扑翼式微型飞行器机体动力学和机翼空气动力学进行了详细的分析。由此分析得出结论:机体所受外力为空气动力、自身重力和机翼作用于机体的驱动力,而采用扑动与扭转两个自由度飞行的机翼所产生的机体驱动力就是由瞬时平移力和旋转循环力合成的瞬时空气动力,从而得出了相应的参数方程以及整机动力学模型。对所建模型的仿真结果表明,只要合理选择参数,各种飞行过程能得到很好的模拟。     

仿鸟扑翼飞行器动力学建模

针对仿鸟扑翼飞行控制算法设计和验证需要,建立了仿鸟扑翼飞行器的动力学模型和仿真系统.在建立仿鸟扑翼飞行器柔性翼模型的基础上,基于非定常空气动力学原理,用修正的准定常气动力计算模型估算出了翅膀扑动产生的高升力;估算了平尾产生的控制力矩.在分析惯性力的基础上建立了扑翼飞行器的状态空间方程,进而基于Matlab语言和Simulink环境设计了微型扑翼飞行器仿真系统,并给出了相应的仿真结果.     

仿鸟扑翼飞行器建模分析

针对目前对微小型飞行器的研究需要,分析计算了仿鸟扑翼飞行器翅拍动所产生的气动力和气动力矩,导出了拍翅式微型飞行器机体的运动微分方程和状态空间方程,并计算扑翼在飞行中的位置和姿态角.然后用matlab语言和Simulink环境设计了扑翼飞行器的仿真系统,并给出了相应的仿真结果.     

虚拟微型扑翼飞行器建模仿真

针对扑翼飞行控制算法设计和验证需要，研究了扑翼飞行器数学建模和仿真系统建立问题。构造了一个虚拟微型扑翼飞行器（VFMAV：Virtual Flapping wing Micro Air Vehicle），基于非定常空气动力学原理，用修正的准定常气动力计算模型估算出了翅膀扑动产生的高升力。分析惯性力的基础上建立了扑翼飞行器的状态空间方程，进而基于Matlab语言和Simulink环境设计了虚拟微型扑翼飞行器仿真系统（VFMAVS：Virtual Flapping wing Micro Air Vehicle Simulator），并给出了相应的仿真结果。     

扑翼微型飞行器非线性H∞姿态控制

给出了扑翼微型飞行器姿态控制系统的数学模型,并提出了一种新颖的非线性H∞控制方法。飞行过程的复杂性使得姿态控制极具挑战性,主要困难是系统表现为非线性、时变参数以及各种干扰。为此提出了一种全局非线性H∞控制策略,系统控制综合是基于李亚普诺夫理论而非求解HJI偏微分方程。该方法克服了时变参数及未知干扰对系统的影响。证明了控制器的全局渐进稳定性并将其用于扑翼微型飞行器非线性H∞姿态控制系统的仿真,仿真结果验证了所提方法的有效性。     

扑翼微型飞行器自适应鲁棒姿态控制

给出了扑翼微型飞行器姿态控制系统的数学模型,并提出了一种自适应鲁棒控制的新方法。飞行过程的复杂性使得姿态控制器的设计极具挑战性,主要困难是系统表现为非线性、不确定性、多变量参数耦合以及各种干扰。由于自适应鲁棒控制不依赖系统的精确数学模型,所以将系统分为名义模型、结构不确定性和非结构不确定性,对其分别设计直接反馈控制器、自适应控制器和鲁棒控制器,并用李亚普诺夫定理分析了系统的稳定性。仿真结果证实了所提方法的有效性。     

仿鸟扑翼飞行器的时变反馈镇定

针对仿鸟扑翼飞行器的欠驱动特性,提出了一种简化其飞行控制问题并实现其局部渐进稳定的控制方法.首先分析仿鸟扑翼飞行器的动力学和运动学模型,证明其控制问题等价于升力、推力、俯仰力矩和横滚力矩独立可控情况下的姿态控制问题;进一步分析的结果表明,仿鸟扑翼飞行器的升力、推力、横滚力矩和俯仰力矩都是独立可控的,因此可将其控制问题等价为两控制器刚体的姿态控制问题.通过设计光滑时变反馈控制律实现对姿态控制的局部渐进稳定,从而解决扑翼飞行器的飞行控制问题.     

基于MEMS技术的扑翼式微飞行器的研究

在低雷诺数环境下对长度大约15cm，重量在20～60g的直翅类昆虫的飞行进行了空气动力学的建模研究，对扑翼式微飞行器的系统结构进行了详细的分析论述；通过仿真软件建立了所需要的扑翼飞行机器人的数学模型，并对其进行了仿真研究，从而为扑翼飞行器的研制提供理论依据。     

非对称伸缩翼飞行器动力学建模及特性分析

以非对称伸缩翼飞行器为对象,构建了非对称变翼下的飞行器动力学模型,分析了非对称变翼对动力学的影响特性。首先,运用牛顿〖CD*2〗欧拉法建立了飞行器多刚体动力学模型,突出了非对称伸缩变形所产生的模型差异;其次,以流体力学计算软件计算获得的气动数据为依据,探讨了非对称伸缩变形对飞行器质心偏移、转动惯量、气动特性、滚转力矩和纵向静稳定性的动力学特性的影响规律。最后,将翼展非对称动态变化作为系统输入,以非对称伸缩翼所占的质量比和伸缩速率为特征量,分析了翼展非对称变化下的飞行器动态特性。结果表明,翼展非对称伸缩动态变化,使飞行器具有快速滚转的能力,可作为一种主动控制方式。     

微扑翼飞行器气动力和位置控制研究

随着微扑翼飞行器研究的不断深入,对其控制问题研究已引起了人们的重视.基于准稳态气动力模型,研究了微扑翼飞行器气动升力和阻力,建立了微扑翼飞行器纵向动力学模型,针对微扑翼飞行器非线性强耦合特点,采用切换控制策略进行纵向位置控制,选择扑动平面夹角和扑动幅度作为控制参数,利用位置误差和速度误差线性组合作为反馈信号,通过数值方法计算平均力,确定控制参数取值,完成了切换控制律设计.最后进行了微扑翼飞行器爬升飞行和水平飞行的控制仿真实验.     

飞行器运动模型的计算机辨识技术

飞行器运动模型辨识是以飞行试验、飞行力学和系统辨识为基础的一门新兴技术。计算机仿真应用贯穿着运动模型辨识的全过程。文中作者简述了飞行器运动模型在航空、航天科技和工业中的重要地位,以及计算机仿真对这门新技术的巨大支撑作用。着重讨论了飞行器运动模型结构－ 参数的计算机辨识技术     

飞行器姿态控制系统的实时仿真模型

本文对飞行器姿态控制系统实时仿真模型提出一种构造方法。对于线性环节的传递函数的数字仿真给出小步合成方法，而对于非线性环节中的间断问题采用Ｈｏｗｅ的解析平均方法，并且估计解析平均方法的误差。这些方法的组合，得到非常有效的实时仿真模型。对于非常大的积分步长，它仍能得到很精确的结果。最后，应用单轴卫星姿态控制系统的例子来验证本文给出的构造方法的优良性能。     

涂覆型RAM技术在隐身飞行器薄翼设计中的应用

涂覆型雷达吸波材料(Radar Absorbing Material,RAM)技术是隐身技术中的重要技术之一,并在隐身武器系统中得到广泛应用.首先简述了RAM吸波的基本原理,然后以薄型弹翼的低RCS设计为例,探讨了涂覆型RAM涂覆方案的设计思想和方法,最后给出一部分实例.     

基于模型参考滑模控制的飞行器姿态控制

研究了空间飞行器大角度机动飞行的变结构姿态控制.采用参考模型的方法设计滑模控制律,首先应用误差四元数来描述参考模型姿态运动,设计符合姿态控制要求的参考模型控制量.在此基础上,应用滑模变结构控制理论设计系统控制量,能使得系统状态跟踪参考模型又能快速趋近滑动面,有效缩短了变结构控制系统中趋近过程,从而提高了变结构控制律的品质.数字仿真结果表明了该控制算法的有效性.     

微扑翼飞行器驱动装置设计与翅翼轨迹控制仿真研究

将压电陶瓷驱动器和柔性铰链四杆放大机构融为一体,设计了结构紧凑的微扑翼飞行器驱动装置;采用拉格朗日方程建立了驱动装置动力学模型;提出了模糊自适应迭代学习控制策略,并进行了微扑翼飞行器翅翼轨迹模糊自适应迭代学习控制仿真试验,仿真结果表明：这种控制策略是可行的,翅翼取得了较好的轨迹跟踪效果。     

飞行器机动动作风险定量评估模型

为了定量评估机动动作的风险,构建机动动作风险定量评估模型。提出使用关键点划分机动动作,并给出了不同风险等级的划分及其含义;由于关键点的风险等级与参数离差划分区间之间的不确定性,使用〖JP3〗贝叶斯定理确定关键点处于不同风险等级的概率,并结合不同风险等级的权重得到关键点的风险值;由于专家在判断过程中的模糊性及不确定性,使用模糊层次分析法确定不同关键点的权重,最终实现了机动动作风险的定量评估。仿真实验部分以典型的机动动作斤斗为例进行研究,通过对斤斗动作实际数据的分析,验证了机动动作风险定量评估模型的有效性。     

潜艇位置散布规律与搜潜效能评估模型研究

针对当前搜潜效能评估中对潜艇位置的假设存在不合理的情况,提出了执行巡逻搜索和应召搜索任务时的潜艇位置散布模型,在此基础上,建立了声纳浮标阵搜潜概率的评估模型,并采用计算机仿真评估方法证明了模型的正确性,计算结果也表明对潜搜索评估结果与潜艇位置的散布规律假设密切相关,必须根据情况合理地选择模型.     

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。     

高超声速飞行器再入过程改进气动系数模型

针对高超声速飞行器再入过程气动系数模型和参数辨识问题,基于公开的气动系数数据,综合考虑攻角和马赫数两个主要因素,分析了气动系数与二者的函数关系,建立了高超声速飞行器的改进升力系数和阻力系数模型,采用非线性最小二乘法进行模型参数辨识,得到参数辨识结果。将已知的气动数据与改进气动系数模型计算值进行对比,升力系数和阻力系数的相对误差平均值均小于5.10%,表明所建立的改进气动系数模型具有较高的精度,可以用于高超声速飞行器再入轨迹优化和仿真。     

临近空间高超声速飞行器机动模型及弹道预测

讨论了临近空间轴对称高超声速机动飞行器的跟踪及弹道预测问题。通过引入3个与气动力参数相关的状态变量,建立起一种非线性机动模型,并证明了基于该模型的非线性跟踪系统的可观性。针对此非线性跟踪系统,设计了扩展卡尔曼滤波器以及状态预报器,实现弹道跟踪和预测。仿真结果表明,对于临近空间飞行器在巡航末段的运动状态,采用所提出的机动模型,可以取得优良的跟踪和预测效果。