不同飞机载荷下机场跑道实测动力响应

基于丹佛国际机场跑道实测道面应变及弯沉数据,分析不同载荷飞机(B-737-300、B-757-200、B-777-200)在滑行过程中机场跑道的动力响应。结果表明,三种机型作用下跑道的应变与弯沉变化相似,均表现为峰值与轮轴相对应。跑道横缝板的板边与板中,主要表现为压应变,且维持一定水平后波动;在纵缝板的板边,应变表现为拉压转换,应力处于循环状态,轮轴间的应变回复量显著,易发生疲劳破坏。纵缝板的板边和板中弯沉曲线表现为单峰值余弦形式。板角与横缝板板边弯沉为双峰值曲线;且曲线上加载段与卸载段存在突变现象。在飞机载荷作用下,3.05~6.10 m范围内地基主要表现为弹性变形;可将3.05 m深度以下地基视为弹性地基。所得结论对机场跑道工程的优化设计与科学施工具有参考价值。     

基于抗时滞LADRC的六旋翼飞行器姿态控制

以“X”型六旋翼飞行器为研究对象,依据牛顿第二定律和牛顿-欧拉方程建立了六旋翼飞行器数学模型,提出了基于抗时滞线性自抗扰的六旋翼飞行器姿态控制策略,实现了飞行器的姿态稳定跟踪控制,解决了姿态控制延迟和执行机构动态特性可能引起的LADRC响应振荡。在Matlab/Simulink下搭建仿真模型,对飞行器在理想情况和有外界扰动条件下分别在PID控制器和抗时滞线性自抗扰控制器作用进行仿真,仿真结果表明：抗时滞线性自抗扰控制的六旋翼飞行器姿态控制系统具有较高的动态品质、稳态精度以及较强的鲁棒性且该控制器待整定参数较少,计算简单。     

复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用

 蜂窝夹层壁板是飞机结构中理想的、结构效率最高的结构形式之一。简述了蜂窝夹层结构的典型蜂窝几何形状和面板、蜂窝芯材种类及相应性能,介绍了国外主要机型蜂窝夹层结构的使用状况和中国飞机结构上蜂窝夹层结构的应用情况,讨论了部分蜂窝夹层结构的设计方法。     

基于RBFNN和回馈递推的新型多旋翼飞行器控制

研究了新型多旋翼飞行器的建模与轨迹跟踪控制. 建立了非线性运动学和动力学模型,并提出基于全调节径向基神经网络和回馈递推的鲁棒自适应轨迹跟踪控制策略. 首先设计了飞行器的位置误差PID控制器,用于实时消除飞行轨迹与期望轨迹的偏差,并为姿态控制环构建姿态角指令. 采用全调节径向基神经网络估计飞行器动力学模型中的复合干扰,为避免回馈递推控制器设计过程中对虚拟控制信号的繁琐求导运算,减小对解析模型的依赖度,设计了一种基于指令滤波回馈递推的飞行器姿态控制器. 该设计方法通过滤波器而非直接用解析方法对虚拟控制信号求导,大大简化了控制器的设计过程,节省了控制能量. 仿真实验表明所提出的轨迹跟踪策略的正确性和有效性.     

飞行器最优时滞反馈控制器设计

在设计飞行器最优反馈控制时,针对系统具有控制时滞的特性,采用连续状态变换思想,将具有时滞的控制系统转化为无时滞的控制系统,求使得无时滞控制系统性能指标最小的解,利用这个解去求原系统的状态函数,进而得到时滞反馈控制与状态变换后最优控制之间的关系,求出最优时滞反馈控制的增益。对某型无人直升机实验所得的悬停数据进行仿真验证,仿真结果证明了所提方法的有效性。     

基于层次聚类的飞机成型模具表面波纹检测技术

为解决飞机成型模具打磨后形成的表面波纹难以检测和分类的问题,本文研究了基于层次聚类算法的复杂曲面表面波纹检测技术。通过中值滤波和小波变换对表面波纹图像进行预处理,有效地消除了表面粗糙度和噪声的影响,采用图像灰度共生矩阵提取了表面波纹的能量、对比度、熵、逆差矩等作为特征参数,并建立层次聚类模型。实验结果表明：该预测模型的分类正确率达到90%,可满足飞机成型模具表面波纹检测要求。通过对比表面波纹实际特征,对层次聚类后的样本进行了分类和定义,并分析各类波纹产生原因,提出并验证了不同类别表面波纹的去除方法和工艺,有效地改善了飞机成型模具的表面质量。     

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。     

基于最小二乘抗差估计的飞机噪声距离特性回归分析

 飞机噪声距离特性曲线是进行飞机噪声环境影响评价的重要资料,然而现阶段只能通过实测获得测量数据拟合得到。本文针对进行飞机噪声距离特性拟合时,有效感觉噪声级L_EPN和测点到飞行轨迹最短距离的测量数据存在误差的问题,采用抗差理论来平衡数据之间的离散性,选取最小二乘抗差估计方法和IGGI权函数方案,根据飞机噪声距离特性曲线的分布形式,拟合各系数,得到起飞着陆噪声距离特性曲线。以某型飞机起飞着陆为实例,验证了该方法的可行性。     

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。     

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.