飞机尾流的仿真平台构建研究

大量研究表明飞机飞行过程中,若遭遇前机尾流,飞行安全将会面临严重的威胁,因此飞机尾流的探测成为飞机飞行安全特别是机场安全的关键难题.针对上述背景,构建了飞机尾流电磁散射特性与三维视景仿真系统,研究飞机尾流稳定段的演化趋势,得到了飞机尾流的速度分布特性和RCS特性等量要雷达特性,为飞机尾流的雷达探测研究奠定了理论基础.建立的飞机尾流视景仿真模块逼真的模拟了飞机尾流的演化趋势,为机场航空管制提供了直接有效的管理手段.     

考虑推力陷阱的组合动力飞行器切换控制方法研究

针对组合动力飞行器动力切换时的推力陷阱问题,提出了一种考虑推力陷阱的组合动力飞行器切换控制方法。首先,针对组合动力飞行器正常飞行控制需求,基于超螺旋滑模控制方法,设计了正常飞行控制器,从而实现飞行器受扰动情况下的有限时间稳定跟踪参考指令;其次考虑组合动力飞行器动力切换引起的推力损失带来的控制约束,设计了输入约束控制器,实现模态转换阶段跟踪误差有限时间收敛的同时减小推力需求;然后考虑正常情况及模态转换阶段控制器的结合,设计了组合发动机软切换控制方法;最后通过仿真验证了所设计的控制器能够有效规避推力损失现象,并且能够有效保障切换控制系统的稳定性及鲁棒性。     

串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析

针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼段间采用连杆止动以限制相对转角。建立了机翼的运动学分析模型,计算了变弯度机翼的作动速度。建立了机翼的气动分析模型,对4个典型飞行工况的气动性能进行了分析,并与传统舵面机翼性能进行对比。研究表明,在相同飞行工况下,弦向四级串联驱动变弯度机翼的作动时长仅为传统机翼的25%。起飞阶段升阻比增大71.94%,滚转机动时力矩增大12.46%,进近阶段升力增大11.19%,接地后减速阶段阻力增大104.83%。串联驱动变弯度机翼相对传统舵面机翼具有更优的操纵特性和气动性能。     

某型运输机发生严重颠簸时的阵风响应分析

介绍了某型运输机在飞行中遭遇阵风,引起飞机发生严重颠簸的情况.分析了颠簸时自动驾驶仪参数、发动机参数和飞机纵向参数变化.结果显示,高度、指示空速、迎角、俯仰角、法向过载等飞参在飞机遭遇阵风时的响应迟滞不同.同时计算得到飞机的相对升力(与颠簸前飞机稳定平飞时升力的比值)和垂直风速,其极值分别为0.25m/s和-11.58...     

稀疏轨道信息下的非合作飞行器机动识别方法

在已知信息为稀疏轨道根数情况下,针对非合作飞行器的机动参数识别问题进行了研究,提出一种基于轨道反演的机动参数识别方法及相应的求解算法。首先,建立轨道反演模型及机动参数识别优化模型。然后,提出一种“全局寻优+局部修正”的双重优化算法。最后,对提出的机动参数识别方法进行了仿真校验。结果显示,双重优化方法能够有效求解本文的优化模型,所提方法在误差允许范围内能够有效识别机动参数。研究为有限信息下的非合作飞行器的机动识别提供了一种思路,一定程度上保障了空间飞行器的在轨安全。     

基于灰色关联投影法的军用运输机设计方案评选

为满足军用运输机设计方案的评选需要,提出了一种基于灰色关联投影法的设计方案评选方法.分析了运输机的任务能力、短距起落能力、可用性、生存性、经济可承受性、研制风险和舒适性等指标,运用灰色关联投影法建立6种设计方案对评价指标集的加权灰色关联判断矩阵,然后利用矢量投影原理计算了各设计方案相对理想方案的灰色关联投影值,根据灰色关联投影值评价设计方案的优劣.评估结果表明,该方法可用于军用运输机设计方案评选,相比其它方法有更好的实用性.     

不确定性无尾飞行器混合灵敏度鲁棒控制器设计

无尾式飞行器由于其特殊的优点使其成为新型飞行器的发展方向,但由于其缺少尾翼,变得极不稳定,同时不确定性因素也比较多,对于控制器的设计是一个很大的挑战.在分析无尾式飞行器不确定性的基础上,将H∞混合灵敏度的理论应用到无尾式飞行器的滚动通道的控制上,并结合实际,提出了一种简单但有效的加权函数构造方式,同时利用Matlab鲁棒控制工具箱对所选的无尾飞行器进行仿真,通过仿真分析,验证了混合灵敏度理论在无尾式飞行器存在较大不确定因素时的可行性.     

协和飞机起飞失败速度的系统仿真算法

协和飞机的坠毁事故,是由于当时没有选择中断起飞而造成的最差决策结果,失去了救援的可能.如果当时选择中断起飞决策,其安全裕度会提高,结果可能会好一些.为了说明这个问题,设计了仿真算法,计算不同榆入参数下飞机冲出跑道的速度、距离与逃生时间.安全时间是火灾发生后的判断关键,时间与速度,构成了这次事故的安全裕度.从计算结果可以看出,安全裕度较大.用于逃生的90秒规则,应是火情下立即中断起飞的要求,不能拖延.仿真结果说明选择中断起飞,损失可以减少很多,生存率可以提高很多.该仿真算法可用于飞行前准备,飞行中决策和飞行后评价.     

飞机轮胎溅水计算方法及翻边轮胎挡水原理分析

当飞机起飞或降落在有水的机场跑道上时,飞机轮胎所造成水的飞溅会对飞机的安全飞行有重要的影响。飞机轮胎所造成的水的飞溅是个复杂的过程,与诸多因素有关,如飞机的速度,轮胎的形状和尺寸以及水的深度等等。介绍了影响水的飞溅角的重要参量和理论计算公式,通过计算得到不同速度下的飞溅角,并与相应的试验结果进行了对比,验证了算法的正确性。为了抑制溅水对发动机产生影响,引入翻边轮胎,通过分析计算发现翻边轮胎抑制水溅作用显著。在算例分析的基础上,解释了翻边轮胎的挡水原理,并给出了翻边挡水作用的判别公式。最后给出了选择翻边轮胎的方法,对飞机的溅水试验和飞机防溅水设计具有指导意义。     

翼上吊舱布局对民机纵向静稳定性的影响研究

通过试验及数值模拟方法,研究了发动机翼上吊舱布局对民机纵向静稳定性的影响,并与无吊舱的民机布局进行了比较;同时给出了翼上吊舱对民机各部件纵向静稳定性的影响,分析了吊舱对静稳定性影响的因素.结果表明,翼上吊舱降低了民机的静稳定性,但改善了全机的大攻角力矩非线性.静稳定性降低主要来源于吊舱对机翼的影响,但吊舱本身也会产生一定的不稳定性,同时吊舱也会使机身产生纵向静不稳定,但对平尾和垂尾的影响较小.