舰载直升机复杂舰面上的动力学分析

对舰载直升机着舰后的运动动力学进行了研究。首先针对海浪信号的随机不确定性,根据海浪波理论,提出了海浪信号的数学模型,然后利用海浪谱描述海浪的统计特性,运用MATLAB仿真平台仿真出不规则海浪并对其进行谱分析。最后基于拉格朗日方程,建立了着舰的机身动力学模型,对摇摆舰艇上的舰载机进行了动力学仿真并采用龙格库塔法对动力学模型进行实时解算。     

汽车模拟驾驶模型与仿真的研究

在主动型驾驶模拟训练系统中 ,模拟驾驶舱各个操纵机构存在着多输入、多耦合、非线性的控制作用 ,而驾驶模拟训练要求驾驶动力学模型适于快速实时仿真 .本文使用拟合多项式描述汽车发动机负荷特性 ,提出结构简化的汽车速度和方向控制模型 .对模拟驾驶的仿真结构和学员操作的逻辑判断进行了讨论 ,通过对操纵机构输入的线性化处理 ,得到汽车行驶的仿真模型并选择快速仿真算法实现了所建模型 .实验结果表明 ,本文提出的理论模型和仿真算法是正确可行的     

四直升机协调吊挂系统模型跟踪非线性控制

基于直升机控制输入逆解的方法,研究了多直升机吊挂系统的控制问题．多直升机协调吊挂系统在外载荷的影响下每一架直升机具有不同的稳定性和响应形式,根据直升机气动力模型和飞行动力学模型,提出基于直升机空气动力学逆的控制输入逆解非线性模型跟踪控制器设计方法．该控制方法的显著优势是能直接处理吊索力反馈,保证多直升机吊挂系统中每一架直升机具有相同的控制律并能有效抑制吊索力扰动,且使每一架直升机具有相同的稳定性和响应特点．仿真结果证明了四直升机的协调吊挂非线性控制方法的可行性和正确性．     

基于扩展卡尔曼滤波的无人直升机姿态解算

针对某型无人直升机飞行过程中振动较大,姿态难以精确获取的问题,采用扩展卡尔曼滤波技术进行解算. 该方法以惯性测量单元的角速度和加速度的比力作为输入,并通过振动数据的融合,实时获取姿态信息,有效降低了无人直升机振动对姿态精度的影响. 仿真和实际飞行验证了该方法的有效性.     

旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机操稳特性研究

考虑旋翼下洗气流影响及涵道环括作用,将Pitt/Peter动态入流模型推广到旋翼/涵道风扇升力系统建模中,结合风扇/涵道机身组合吹风试验数据,建立了实用的旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机全量数学模型.以据非线性模型得到的小扰动模型为基础,深入研究了旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机不同前飞速度下的飞行动力学特性,包括稳定特性、操纵响应特性及耦合特性,并与常规布局直升机进行了对比.分析结果表明,旋翼/涵道风扇共轴式在横航向运动模态的稳定特性及操纵响应的耦合特性上具有明显区别于常规布局直升机的飞行动力学特性.所得结论与该型直升机实际飞行特性一致.     

硬件在环汽车驾驶模拟器系统开发

为提高硬件在环仿真过程中实时监控的精度,本文基于xPC Target实时仿真实验平台,开发了硬件在环汽车驾驶模拟器系统。采用Matlab/Simulink软件,对车辆参数和道路环境等进行配置,搭建仿真模型,同时结合转向盘转角传感器、制动/油门踏板传感器和数据采集卡等硬件设备,实现外部硬件对虚拟车辆运动的控制,完成相关硬件在环仿真实验。以某型轿车为例,在平坦标准道路上的转向性能进行模拟,对驾驶模拟器系统的性能进行测试。实验结果表明,该系统的实时性和精度满足汽车动力学仿真实验的要求,为研究和开发驾驶辅助系统提供了实验平台,具有广阔的应用前景。     

变化风场中直升机阵风载荷分析

为精确计算直升机阵风载荷,建立了同时考虑变化风场时间导数和空间梯度的直升机非线性动力学模型.通过质心处过载系数的时域响应仿真实现直升机阵风载荷计算分析,并与工程估算公式计算结果进行对比.由于全面考虑了直升机旋翼、尾桨、机身、垂直安定面和水平安定面等部件对阵风载荷的影响,对比结果验证了该方法在小前进比前飞时具有更高的精度.分析表明垂直方向阵风载荷对直升机结构强度影响较大,且在相同前进比时阵风载荷与阵风强度呈近似线性关系,所发展的方法能够适用于直升机在不同飞行状态和变化风场中的阵风载荷分析.     

一种基于大气层外解析动力学模型的最优迭代制导方法

固体火箭在实际飞行过程中其发动机参数会产生较大的摄动偏差,而传统的摄动制导很难保证较高的制导精度,甚至会发散。另外,采用动力学数值积分的显式制导算法进行实时计算又会带来较大的计算量,从而难以满足实际飞行的要求。针对这一问题,提出了一种基于大气层外解析动力学模型的最优迭代制导方法。首先在大气层外推导了解析动力学模型,然后基于Pontryagin极大值原理推导了最省燃料的推力控制方法,以共轭状态向量和飞行时间为迭代变量给出了带有多种终端约束的迭代制导算法。仿真分析了发动机参数和火箭初始状态在最大正偏差以及最大负偏差情况下迭代制导精度,并进行了蒙特卡罗打靶仿真。仿真结果表明,提出的基于大气层外解析动力学模型的迭代制导算法计算时间少、制导精度高、鲁棒性强,具有较好的工程应用价值。     

倾转四旋翼飞行器直升机模式操稳特性分析

针对倾转旋翼飞行器直升机模式下的操纵性和稳定性进行了研究分析,为后续控制系统的设计提供一定的理论依据.在考虑旋翼-机翼干扰的情况下建立了倾转四旋翼飞行器飞行动力学模型并结合试验数据进行验证.提出了一种适用于直升机模式下的操纵策略并对飞行器进行了配平计算.以该操纵策略为基础,计算了相应的操纵功效和操纵耦合,并分析了主要稳...     

基于启发搜索策略的飞行仿真系统实时调度算法

针对飞行仿真系统中多种类型任务并发执行及任务具有严格定时限制和时序约束的特点,探讨了飞行仿真系统混合任务集的实时调度问题.通过建立混合任务集调度模型,把飞行仿真系统实时调度描述成一种受约束的在状态空间上的路径寻优问题.基于对启发式估价函数的设计,利用启发式搜索策略在所有符合约束的状态节点中搜索使启发式估价函数值最小的节点,经节点扩展得到了使混合任务集延迟时间最小的可行调度.建立飞行仿真系统混合任务集实时调度构架对调度算法进行试验验证,结果表明,该算法有效解决了飞行仿真系统中多种类型任务集成调度问题,并能以较低的时间开销满足飞行仿真系统对响应时间的一致性要求.     

Angular velocity dynamics identification of small unmanned helicopter using fuzzy model

Attitude identification method for unmanned helicopter based on fuzzy model at hovering is presented.The dynamical attitude model is considered as basis for attitude control and it is very complex.To reduce the complexity of model,nonlinear model of unmanned helicopter with unknown parameters are to be determined by fuzzy system first and then derivative based gradient method is used to identify unknown parameters of model.Gradient method is used due to ability that fuzzy system is not necessarily to be linear in parameters,therefore all fuzzy sets for input and output can be adjusted.The validity of the proposed model was verified using experimental data obtained by the commercially available flight simulator X-Plane.The simulation results showed high accuracy of the modeling method and attitude dynamics data matched well with experimental data.     

直升机悬停状态下的振动计算

为降低直升机的共振危害,需要一种对直升机在空中悬停时振动特性快速计算方法.旋翼在离心力作用下,固有频率受应力刚化效应影响发生变化,同时存在旋翼桨叶/桨叶和旋翼/机身的耦合影响,动力学分析十分复杂,另一方面为提高计算效率,运动方程的低阶次、程式化成为迫切的需求.多体系统传递矩阵法(Transfer matrix meth...     

主动射流控制对直升机着舰飞行的影响分析

为改善直升机舰面起降过程中起降安全性,基于单向耦合策略建立了一套适用于直升机/舰船动态界面（dynamic interface）研究的数值模拟方法,针对不同主动射流方案对侧风状态下直升机着舰过程中的影响进行了分析。首先,采用分离涡模拟（DES）方法获得不同射流方案下的艉流场数据,随后,将艉流场数据通过单向耦合的方式与直升机飞行动力学模型耦合,得到直升机在着舰过程受到的气动载荷与操纵量变化。从非定常载荷水平与操纵特性的角度,分析不同主动射流方案对舰船艉流场的非定常特征的影响。结果表明:射流装置安装在机库迎风侧水平边缘及垂直边缘均可以有效抑制直升机着舰过程中的非定常载荷水平。其中,垂直边缘射流方案能够实现舰艉流非定常特征与空间特征的解耦,保持直升机操纵余量不会降低;水平边缘射流方案则会增大艉流场侧洗分量,降低脚蹬操纵余量。而随着射流速度增加,垂直边缘射流方案控制效果会不断降低;水平边缘射流方案控制效果会先增高后降低。     

旋翼桨尖气动/降噪综合优化设计研究

采用Kriging模型和遗传算法开展了针对桨尖形状的气动/声学综合优化设计研究。为了获得精确的气动及声压特性,得到基于声类比混合方法计算气动噪声需要的声源数据,采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)数值模拟旋翼前飞粘性绕流。为了提高遗传算法的优化效率,采用一种基于EI方法的Kriging模型代替费时的数值模拟过程。以AH-1G/OLS旋翼为基准,并以气动性能为约束,噪声峰值最小为目标,进行了旋翼桨尖的降噪优化设计。优化结果表明,文中多发展的优化方法是可行的。     

无人倾转旋翼飞行器冗余操纵控制策略设计

根据所建立的无人倾转旋翼飞行器飞行动力学模型配平和小扰动线性化处理结果分析了不同飞行模式下的操纵效率,应用多目标非线性控制方法的目标优化函数性能指标得到了操纵效率矩阵系数,设计了一套实用的舵面驱动分配策略,实现了飞行器全模式飞行,解决了飞行控制随飞行模式变化所要求的操纵冗余问题．采用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计控制器,有效降低了飞行控制器的设计难度．给出了一个全模式飞行仿真样例,运用线性PID控制器实现了稳定飞行控制．利用倾转旋翼飞行器飞行动力学模型仿真验证了操纵分配策略的有效性．     

基于模型逆神经网络的自主飞行控制系统设计

为满足无人直升机自主飞行要求,设计公共事件服务组件,实现控制组件的分布式通信和控制结构的动态变化;基于模型逆技术,设计某状态下的旋转逆和平移逆控制器,其他状态下的逆误差由在线神经网络补偿.多个机动科目的仿真结果表明:所设计的自主飞行控制系统具有良好的性能,有较大的工程应用价值.     

制导炸弹的无控飞行仿真

针对精确制导炸弹的导航、制导与控制系统设计中的预研问题,研究了弹体坐标系下制导炸弹的六自由度数学模型,结合实战条件,在刚性弹体的数学模型中引入风速的影响,对弹体的无控飞行进行数字仿真.提出无控飞行仿真的目的是验证弹体的结构参数、气动参数、数学模型的正确性,研究结果表明:无控飞行的数字仿真结果验证了模型的正确性.     

小型无人直升机分层混杂控制系统

基于分层简化思想和混杂系统理论,设计了具有三层结构的小型无人直升机混杂控制系统：下层的运动控制层是由多个不同形式的单模态控制器构成的连续动态系统,每个控制器对应于直升机的一个飞行模态;中间的动作规划层进行多个单模态控制器之间的稳定切换,并给出直升机的飞行参考轨迹;上层的飞行调度层根据状态信息产生离散事件,发出控制器调度指令.采用分层混杂控制系统的小型无人直升机,在实际应用中完成了三维空间内的矩形航线飞行,实际飞行数据验证了控制系统的有效性.