基于不确定因素扰动的机场大面积航班恢复规划研究

航班恢复过程往往会受到不确定因素的干扰,这些不确定因素可能还会进而引发一系列不确定因素的产生,造成更加严重的延误情况。为了提高航班恢复计划的鲁棒性,对不确定因素扰动下的航班恢复问题进行研究。首先,利用中国某机场的地面服务数据,研究了不确定因素对航班恢复过程中地面服务保障时间的影响。然后,建立以最小化延误成本和保证航班公平性为优化目标的航班恢复调度模型;同时考虑进场航班对离场运行的影响;并在模型中加入不确定因素对航班的干扰。最后,运用模拟退火算法对中国某机场的航班数据进行仿真,与先到先服务方法进行对比。结果表明:对于解决机场大面积航班恢复问题具有可行性。     

基于IIR型滤波进气动态畸变飞行试验研究

开发集IIR型数字滤波器设计、滤波、紊流度计算为一体进气动态畸变数据处理工具,成功地应用于进气道/发动机相容性飞行试验中评定进气动态畸变。研究表明:1基于幅频特性考虑,采用巴特沃斯法对进气道动态压力滤波,紊流度计算结果比较准确;2滤波器阶数越高,平均紊流度计算结果越准确,建议选择4~6阶;截止频率越高,平均紊流度计算结果越大,截止频率过大或过小均不适宜,应根据实际采样率、发动机扰动频率等综合考虑选取;3飞行速度增大或发动机状态增大,导致进气道出口马赫数和紊流度增大,进气动态畸变程度严重,且呈现出一定的规律性。当飞行速度与发动机状态不匹配时,进气动态畸变会突增。     

飞行程序设计辅助工具软件开发与实现

在飞行程序设计工作中,各种繁琐计算和转换不可避免,致使难以提高设计工作效率.为此基于VC++,设计开发出一种具有速度转换、坐标转换、下降梯度计算和各进近阶段中最低超障高度(OCA)计算等功能的辅助软件.该工具软件界面直观,使用便捷,兼具快速和批量计算能力,且计算精确,可提高相关设计人员的工作效率,有效减轻工作负荷.经过测试和验证,具备一定的实用性和可操作性,可作为飞行程序设计人员辅助设计的高效工具使用.     

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。     

无人机鲁棒反推自适应编队导引控制设计

针对一般不确定系统研究了一种鲁棒反推自适应控制方法,采用自适应神经网络对未建模动态进行补偿,并利用Lyapunov 理论证明了跟踪误差的有界性. 分析了长机–僚机编队方式下的无人机编队导引控制策略,采用鲁棒反推自适应控制与动态逆方法对无人机编队飞行综合导引控制律进行设计. 进行了六自由度非线性仿真,表明所设计的编队导引控制器能使僚机对不确定机动的长机进行跟踪,并具有很好的鲁棒性.     

某飞行器级间分离气动力/约束力/飞力综合建模与仿真

飞行力学模块、约束力模块和气动力模块是构成飞行器级间分离建模仿真的三个主要部分。这三个部分相互耦合,给求解带来困难。为解决这类仿真问题,提出一种综合建模方法。该方法包括:飞行力学运动方程;CFE(Constraint Force Equation)方法求解约束力;CFD(Computational Fluid Dynamics)方法求解气动力和碰撞分析。其中,气动力模块计算得到气动载荷,输入到约束力的计算中;约束力模块得到的飞行器速度和角速度输入到飞行力学模块,经积分得到位置和姿态信息;而这些速度、位置和姿态信息又反馈到气动力模块中,构成一个回路。碰撞分析模块用来计算仿真终值条件。     

飞行模拟器教员控制台系统的设计与实现

教员控制台(IOS)是飞行模拟器的重要组成部分,是控制和监视飞行仿真过程的主体。根据多年飞行模拟器开发经验以及飞行模拟器通用规范的要求,建立了一套模块化的教员控制台系统。描述了教员控制台的组成、原理、分类和设计方案。重点阐述了教员控制台主要功能的实现,解决了模拟训练的智能评分、网络开关机及监控这两个难点问题。通过使用多种编程和图像开发工具以及网络技术和模型算法,使教员控制台具有人机交互界面友好、用户操作方便和功能强大等特点,在多台军用、民用飞行模拟器中得到应用,飞行模拟器飞行员和维护人员给予了充分的肯定,对提升整个飞行模拟器系统的性能起到重要的作用。     

国产新支线飞机发动机自然结冰试飞

论述了国产发动机开展自然结冰试飞的背景、主要改装工作、试飞方法及风险处置措施,对试飞结果进行了分析与讨论。在发动机慢车功率、双发待机功率以及最大爬升功率下均能观察到超过三次明显的冰脱落过程,发生冰脱落时的大气中液态水含量均值为0.54~0.83 g/m~3,水滴平均直径为15.2~16.1μm,随着发动机功率的增加冰脱落循环周期呈现减小趋势,在双发待机功率下风扇振动变化幅度最大。试飞过程中发动机工作未出现异常。试飞同时验证了飞行手册中的手动脱冰程序。该试飞方法可以为国内其他同类型发动机的自然结冰试飞提供参考。     

基于航迹分段的飞行程序噪声评估方法

为了减少飞机噪声排放对机场周围居民区的影响,研究了典型的进离场飞行程序。结合民用航空器运动模型和性能模型,建立了航迹模型。在研究飞行程序噪声评估方法的基础上,选取了合理的飞行程序噪声评价指标,提出了基于航迹分段模型的飞行程序噪声评估方法。以西安咸阳国际机场的进离场程序为例,选取B737—300机型进行仿真验证,绘制出了噪声等值线图。结果表明,该方法具有可行性,能够提高飞行程序噪声评估的效率,具有一定的参考价值。     

遗传算法在导弹飞行程序设计中的应用研究

基于弹道导弹飞行程序设计关系到导弹技术性能发挥的优劣,是一个多目标、多约束、非线性复杂系统的最优化问题,提出使用遗传算法设计导弹飞行程序的方法.仿真表明,所设计的飞行程序较以往设计方法具有射程更大、能量更省、精度更高的优点.