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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。 相似文献
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一种飞机机翼表面结冰过程仿真方法 总被引:9,自引:1,他引:8
提出了一种适用于各种结冰气象条件下飞机机翼结冰过程的数值模拟方法。在对水滴撞击区内的机翼表面划分微元控制体进行传热传质分析的基础上,通过合理的冰生长方式,利用流场计算软件FLUENT的动网格模型和用户自定义函数(UDF)对机翼表面的结冰过程进行了模拟;将计算得到的局部收集系数和冰型与国外文献计算结果进行了对比,验证了该方法的正确性和通用性;比较了两种冰生长方式得到的局部收集系数和冰型,结果表明使用冰层沿结冰表面法向的冰生长方式更合理;比较了完全冻结和存在溢流情况的冰型,结果表明不考虑局部收集系数的变化得到的两者的冰型基本一致。 相似文献
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针对变体飞机纵向动力学模型的变形机构、升降舵、发动机推力的协调优化控制问题,基于多模型切换的模型预测控制方法,建立了变体飞机的纵向动力学模型与气动模型,并分析了其在不同状态和构型下的动力学特性。针对变体飞机纵向运动的平衡点转移问题,基于小扰动线性模型设计了一种多模型切换的模型预测控制器。该控制器能够通过协调控制变形机构、发动机推力和升降舵优化飞行性能,并保证了输入幅值和速率受限的条件下变体飞机的状态变量不超出预先设定的范围。然后,给出了将控制器求解转换为二次规划的详细可行步骤。最后,通过仿真验证了方法的有效性。 相似文献
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变体飞行器变形辅助机动的建模与滑模控制 总被引:1,自引:0,他引:1
以伸缩翼变体飞行器为对象,研究了机翼伸缩辅助机动飞行的建模与控制问题。建立了飞行器气动参数与翼展变形率的函数关系,将机翼伸缩视为辅助操纵方式,构建了变形辅助机动的动力学模型。针对飞行器模型高度非线性的特点和机翼伸缩等会引起复合干扰的问题,提出了一种基于反馈线性化的非奇异动态终端滑模控制(non-singular dynamic terminal sliding mode control,NDTSMC)策略,在保证有限时间收敛的基础上,通过对切换信号的积分作用消除抖振,实现对不确定性的抑制。仿真结果表明,非奇异动态终端滑模控制方法能提高变体飞行器的控制精度和鲁棒性能,更好地消除抖振;变形辅助机动的变体飞行器比常规飞行器具有更强的机动性能和抗干扰能力。 相似文献
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飞机燃油复杂管道压力瞬态特性分析 总被引:2,自引:2,他引:0
针对飞机加装管路系统的压力瞬变过程,给出了流体及管路结构的动特性方程,提出采用特征线法和有限元法相结合的方法来研究流体结构相互作用。通过构造通向机翼12号油箱的1:1地面试验台架,监测加油控制活门关闭时油箱前的动态压力,仿真分析表明:管道应力波与水锤压力波之间会产生能量转换,导致压力的高频脉动及传统基波周期的改变。仿真分析与试验结果的吻合验证了考虑FSI(fluid-structureinteraction)的合理性及所采用方法的正确性。 相似文献
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针对飞机飞行中单侧机翼突然损伤问题,结合对损伤飞机的特性分析,提出基于神经网络自适应补偿的鲁棒非线性模型逆控制方法。利用未损伤飞机模型伪控制量中的单隐层神经网络自适应项和鲁棒项,并联合e modification自适应律对模型误差、外界扰动、神经网络近似误差进行补偿。除此之外,利用动态非线性阻尼技术对上述伪控制律进行扩展,从而适应损伤机体未建模舵动态。最后对上述算法进行严格的稳定性证明,并推导了逆过程的实现方法。仿真结果表明在单侧机翼突然损伤并伴随外部扰动和未建模舵动态下,该控制方法具有较强的稳定性和鲁棒性。 相似文献
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飞机尾流的二维可视化仿真 总被引:5,自引:0,他引:5
根据合理假设把飞机尾流卷起后的物质运动模拟为一个无源对流扩散过程,该过程完全描述了尾流大气中各保守被动量(如水蒸汽、位温等)随时间的变化分布特性.利用二维直角坐标系下的有限差分方法对该方程进行求解,得到了尾流中保守被动参量随时间的演化关系,完成了对尾流的二维可视化仿真. 相似文献
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以往研究已经证明机翼后掠角和后缘弯度的单独改变均可增强飞行器的机动性,探究将后掠角作为冗余控制器后飞机滚转运动收敛特性问题。首先利用计算流体力学方法,探讨了后掠角非对称变化对气动特性的影响规律,建立了不同工况下研究对象飞机后掠角、柔性后缘两种广义操纵面的操纵效能函数。其次综合Kane方法建立的稳定滚转子系统动力学模型,在考虑飞机阻尼力矩影响下,确定了监督控制器-主控制器控制架构下系统主、从控制器控制律。最后将后掠角非对称偏转作为系统冗余控制输入,以操纵面偏转速率为特征量,分析了不同工况下后掠角非对称变化对飞行器稳定滚转运动收敛特性的影响。通过分析可知,采用冗余操纵面设计,可有效增大滚转控制力矩,避免操纵面进入饱和状态,提升飞机整体控制效能。通过两种工况下的仿真结果可知,后掠角操纵面可增强系统容错能力、提升高升力下飞机操纵性能,但会增大系统达到稳定所需的时间。 相似文献
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描述了飞机地面除冰过程相关参数和热量损耗关系,选择机翼表面温度和积冰厚度作为描述该过程的状态变量,基于热平衡理论建立了该过程的数学模型。通过仿真研究,得出飞机地面除冰过程除冰效率的变化规律:提高除冰液温度,除冰效率明显提高;如果除冰液温度恒定,一味地增大除冰液流量,除冰效率提高不明显。在飞机地面除冰环境模拟装置上进行了模型验证实验,实验和仿真结果趋势一致,表明所建模型与实际过程匹配,可以为后续飞机地面除冰过程装备参数优化奠定基础。 相似文献
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扑翼微型飞行器的动力学建模 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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陈文俊 《系统工程与电子技术》1996,(8)
本文基于梁的弯曲理论和挠度测量数据提出了两个计算弹翼剖面弯曲刚度的公式,分析了影响公式精度的有关因素。说明了公式的适用范围、用户注意事项和操作程序,最后提出了扩大公式应用范围的一个设想。 相似文献
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虚拟微型扑翼飞行器建模仿真 总被引:4,自引:1,他引:4
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。 相似文献
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扑翼微型飞行器非线性H∞姿态控制 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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按照飞行模拟器的要求,建立了飞行仿真系统模型,包括六自由度全量运动方程模块、气动参数模块、发动机模块、起落架模块、环境模块、机体轴合外力/力矩模块等.该系统能够根据驾驶杆的输入,响应飞机当前的状态.用死区定值法解决了六自由度方程奇异点的问题.设计了基于遗传算法的配平方法,使初始飞行状态更接近平衡点.在Simulink环境下实现各模块的功能,进行定常直线、水平盘旋、翻筋斗等仿真实验.结果表明模型的初始状态接近平衡点,计算过程稳定,克服了飞行动力学仿真的奇异值问题,能够真实地反映飞机的实际特性. 相似文献
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一种降低弹翼RCS的技术方案研究 总被引:2,自引:0,他引:2
简述了弹翼电磁散射机理 ,阐述了电磁阻抗匹配的基本原理 ,设计了弹翼前缘阻抗匹配技术方案及其电磁模型。散射特性实验结果表明 ,在 8GHz~ 18GHz内 ,弹翼RCS可降低 6dB~ 12dB ,说明了所设计的电磁阻抗匹配技术方案对降低弹翼雷达截面 (RCS)具有明显的效果。 相似文献