某型无人倾转旋翼机过渡轨迹设计技术研究

过渡模式是倾转旋翼机全过程自主飞行的关键阶段,亦是最容易发生安全事故的阶段。过渡轨迹是飞行器过渡模式控制律和制导律设计的基础,以某型无人倾转旋翼机为研究对象,分析其气动特性,并根据过渡阶段的升力来源,将整个过渡阶段进行细化;再根据各个阶段的约束条件确定其倾转过渡走廊;依据飞行器的飞行过程以及走廊确定飞行器的过渡轨迹,并通过仿真验证其合理性。     

某型倾转旋翼机传动系统固有特性分析

以倾转旋翼机发动机钽舱内的传动系统为研究对象,根据设计的传动结构建立了它的动力学模型和动态响应方程,然后计算出固有模态,最后将固有频率分成三种类型进行了有意义的分析.研究了研究工作对倾转旋翼机的传动系统的可靠性分析和动态优化设计等均有参考意义.     

复合式高速直升机过渡走廊和最优过渡路线研究

针对复合式高速直升机在飞行模式转换过程中存在的过驱动问题,设计最优过渡路线并优化过渡飞行方案。建立动力学模型,设计有约束的过渡走廊;将最大安全裕度作为最优目标,通过粒子群优化算法求解最优过渡路线。仿真结果表明:最优过渡路线能确保高速直升机在飞行模式转换过程中合理地分配各操纵量,并确保了模式转换的安全性。     

旋翼螺旋桨的快速气动优化设计（英文）

相对于推进螺旋桨的空气动力学设计问题,倾转旋翼螺旋桨的气动设计问题是一个复杂并具有挑战性的任务。倾转旋翼螺旋桨具有工作在多个飞行状态下的特点,对于该桨叶各个飞行状态对应着不同的入流条件。因此,为了在各个飞行状态下维持良好的空气动力学性能,变桨矩倾转旋翼螺旋桨的设计概念被提出。为了进一步提升倾转旋翼螺旋桨在不同入流条件下的空气动力学性能,倾转旋翼螺旋桨的气动折中设计将无法避免。在文中分别分析和讨论了主导倾转旋翼螺旋桨气动性能的设计因子。同时采用了遗传算法对倾转旋翼螺旋桨气动设计问题进行了多目标优化设计。在优化过程中为了避免采用计算量巨大的旋翼螺旋桨气动求解器,在该工作中实现并验证了经典涡流理论和叶素动量理论快速计算方法,在优化设计过程中为桨叶提供了迅速的气动性能计算,从而加速了优化设计过程。在文章的最后,针对优化设计个体桨叶进行了讨论,并通过高精度气动求解器对优化设计桨叶进行验证。     

液黏离合器旋转动密封泄漏特性试验研究

为探究并改善液黏离合器旋转动密封的泄漏特性，采用Tr1-6Kr-22A变速试验台开展其密封性能试验，对比分析操作参数和结构参数对各个泄漏通道泄漏量的影响规律。结果表明：操纵油泄漏量整体偏大，润滑油泄漏通道受压力影响最小；随着操纵油压力的增加，各泄漏通道泄漏量亦随之上升，但高压工况下泄漏量增势平缓；各泄漏通道泄漏量与转速存在正相关关系，但油压对密封泄漏量影响较转速更为明显；密封环带宽度对泄漏量影响较大，较宽的密封环带可有效降低密封总体泄漏量；采用较宽密封环带的试验工装各个通道泄漏量最小，且受操作参数影响较小，适用于压力波动较大的场合，而在转速波动较大时密封泄漏量出现阶跃特性。     

基于降阶观测器的四轮转向车辆随动操纵瞬态稳定性分析

对复杂的四轮转向车辆控制系统数学模型进行分析，考虑在实际车辆中质心侧偏角等量难以直接测量，提出一种基于降阶观测器的四轮转向车辆随动操纵最优控制策略，以车辆转向时的质心侧偏角和横摆角速度等为被控制量，应用最优控制理论设计反馈控制系统进行高速行驶下的瞬态操纵动态仿真，结果表明，基于降阶观测器的系统状态向量能很好地跟踪驾驶员发出的操纵指令，车辆瞬态操纵稳定性和安全性得到有效提高。     

直升机旋翼协调加载自适应最优解耦控制

研究了直升机旋翼协调加载系统的自适应最优解耦控制问题。将最优控制理论与高斯基函数小脑模型神经网络相结合，提出了电液伺服加载的自适应最优控制策略,该控制策略能够确保闭环系统具有渐近稳定性。分析了旋翼协调加载系统的组成结构，建立了旋翼机构耦合关系的数学模型。在此基础上，提出了自适应最优解耦控制策略，有效消除了助力器与加载通道以及加载通道相互之间的耦合作用，提高了加载指令的跟踪精度。仿真结果表明，该协调加载解耦控制策略是有效的，具有较高的载荷谱跟踪精度。     

电动操纵负荷系统机构设计与仿真建模

基于某民航客机机型的操纵系统,设计了一种飞行模拟器中使用的电动操纵负荷系统。以电动操纵负荷系统的俯仰通道为例,进行三维建模,并使用MATLAB软件和ADAMS软件建立ADAMS-MATLAB联合仿真模型,进行系统特性仿真,分析了系统的可行性以及需要改善的问题。     

可倾转变形四旋翼飞行器建模与飞行仿真

为了提高四旋翼飞行器在地震灾难现场等内部狭窄空间中的通过性,提出了一种新型的螺旋桨可倾转的四旋翼飞行器。该四旋翼飞行器在传统四旋翼飞行器基础上增加了一个倾转自由度,实现四个螺旋桨同步、同向倾转,进而可以改变飞行器构型来适应狭窄飞行空间。建立了倾转变形四旋翼飞行器动力学数学模型,在Simulink/SimMechanics仿真环境中搭建了四旋翼飞行器动力学模型,设计了串级PID控制器,实现了四旋翼飞行器在倾转状态下稳定飞行,分析了飞行器穿越狭窄空间的飞行动作及轨迹跟踪情况。仿真结果表明倾转变形四旋翼飞行器构型设计和仿真系统是可行的。     

直升机结构响应主动控制频域法的改进算法

传统的频域结构响应自适应控制都是基于确定性最优准则求控制量,该方法计算量大,且对外扰敏感,常常导致求得的电压有较大波动,尤其在控制开始时刻.为抑制发散及增加平稳性,在传统方法的基础上,提出了双归一化LMS法,对控制通道频响矩阵与外扰响应幅进行在线识别与最优控制量求取均采用NLMS法;在参数识别采用LMS法的基础上,进行...     

Information fusion based optimal control for large civil aircraft system

Wind disturbance has a great influence on landing security of Large Civil Aircraft. Through simulation research and engineering experience, it can be found that PID control is not good enough to solve the problem of restraining the wind disturbance. This paper focuses on anti-wind attitude control for Large Civil Aircraft in landing phase. In order to improve the riding comfort and the flight security, an information fusion based optimal control strategy is presented to restrain the wind in landing phase for maintaining attitudes and airspeed. Data of Boeing707 is used to establish a nonlinear mode with total variables of Large Civil Aircraft, and then two linear models are obtained which are divided into longitudinal and lateral equations. Based on engineering experience, the longitudinal channel adopts PID control and C^⁎ inner control to keep longitudinal attitude constant, and applies autothrottle system for keeping airspeed constant, while an information fusion based optimal regulator in the lateral control channel is designed to achieve lateral attitude holding. According to information fusion estimation, by fusing hard constraint information of system dynamic equations and the soft constraint information of performance index function, optimal estimation of the control sequence is derived. Based on this, an information fusion state regulator is deduced for discrete time linear system with disturbance. The simulation results of nonlinear model of aircraft indicate that the information fusion optimal control is better than traditional PID control, LQR control and LQR control with integral action, in anti-wind disturbance performance in the landing phase.     

Hex-Rotor无人飞行器及其飞行控制系统设计

提出了一种Hex-Rotor无人飞行器以克服现有多旋翼飞行器的欠驱动和强耦合特性对其飞行控制效果的影响,利用6个旋翼独特的结构配置来保证飞行器独立控制空间六自由度的能力。介绍了这种新型飞行器的结构特点并建立其动力学模型,引入滤波反步法与自抗扰算法设计了具有双环并行结构的飞行控制系统,在数字仿真中实现了飞行器的空间六自由度独立控制并克服了未知外部扰动以及模型不确定性带来的影响。结果显示,原型机试飞实验中,飞行器的水平位移跟踪误差不超过±4m,高度误差不超过±3m,姿态角误差不超过±0.05rad,均保持在传感器的测量误差范围内,飞行器较为准确地跟踪了期望指令。仿真和实验结果证明了该新型Hex-Rotor飞行器具有期望的六自由度独立控制能力,建立的数学模型准确,设计的飞行控制系统能够实现轨迹与姿态跟踪飞行。     

某民用飞机燃油系统不可用燃油量飞行试验研究

不可用燃油量作为飞机燃油油量表校准的关键依据,对评估飞机燃油测量系统具有重要意义。本文对某民用飞机燃油系统不可用燃油量飞行试验进行了研究,通过飞行试验,确定了该飞机燃油系统的不可用燃油量。     

ADAPTIVE CONTROLLER AND ITS APPLICATION IN FORCE SYSTEM OF ASYMMETRIC CYLINDER CONTROLLED BY SYMMETRIC VALVE

Partial pressure, system vibration and asymmetric system dynamic performance exit in asymmetric cylinder controller by symmetric valve hydraulic system. To solve this problem in the force control system, model reference adaptive controller is designed using equilibrium point stability theory and output error equation polynomial. The reference model is selected in such a way that it meets the system dynamic performance. Hardware configuration of asymmetric cylinder controlled by asymmetric valve hydraulic system is replaced by intelligent control algorithm, thus the cost is lowered and easy to application. Simulation results demonstrate that the proposed adaptive control sheme has good adaptive ability and well solves asymmetric dynamic performance problem. The designed adaptive controller is fairly robust to load disturbance and system parameter variation.     

模糊自适应预测控制在航空发动机中的应用研究

对于航空发动机这样复杂的系统,其数学模型具有较大的不确定性,而模糊控制对于解决模型不确定性问题具有较好的优势,运用模糊控制理论就具有较好的实践意义。而且,航空发动机在实际运行中存在诸多可测与不可测的扰动,将模糊建模技术与预测控制算法相结合,采用输出误差反馈启发校正的方法,有效地降低了系统设计与实现的复杂性,提高了系统的实时性,并使得该算法的模糊预测控制在鲁棒性、动态性能等方面皆优于常规PID控制。最后,通过数字仿真,对比了经典PID控制和运用模糊自适应预测控制。仿真结果表明,文中所采用的方法有较好的效果,其证明了该方法在航空发动机控制中应用的可能性。     

Extended state observer based control for generic hypersonic vehicles with nonaffine-in-control character

This paper investigates the flight control problem of generic hypersonic vehicles subject to nonaffine-in-control character. Considering the large uncertainties and external disturbance, the disturbance observer based control strategy is incorporated in the control scheme. Firstly, an extended state observer is used to estimate the system states and the total disturbance. Then, based on the output of the extended state observer, we follow the backstepping design procedure. The dynamic inversion method is involved in the last step of backstepping to solve the nonaffine-in-control problem. The proposed control scheme ensures that the hypersonic vehicle tracks the command signal with almost no aerodynamic knowledge. Rigorous stability proof is given based on the separated time-scale structure of the extended state observer and the dynamic inversion method. At last, numerical simulations are presented in different conditions to demonstrate the effectiveness and good tracking performance of the proposed control scheme.     

基于主成分分析的飞控系统研制费用估算

飞机飞控系统的寿命周期费用估算与预测是航空工程系统优化和研发的重要环节。本文通过对10种飞控系统的研究发现,飞控系统的种类、功能差异、性能指标虽然与6种关键因素有关,但因素之间的关联度大,从而过去建立的回归模型稳定性差、抽样误差大。本文基于主成分理论和方法,确立了最佳变量子集合,运用SPSS11.0和SAS8.1统计分析软件对6个关键变量进行了主成分分析,建立了飞控系统研制费用多元回归估算模型。模型检验效果良好。从而给出了具有实际应用、可操作性强的飞控系统研制费用的数学模型。为飞控系统研发提供了必要的手段。     

直升机半滚倒转机动飞行控制算法研究

对直升机半滚倒转机动动作开展机理分析,将机动动作进行分段设计。在半滚段设计滚转角速度保持,根据滚转角调整总距输入量;在俯冲拉起段设计俯仰角速度保持,根据俯仰角调整总距输入量,并在阻尼回路引入自抗扰控制算法,以提高控制系统的扰动抑制能力。针对有风/无风 2 种飞行环境,通过视景仿真技术对 UH 60 直升机开展仿真,结果表明,直升机可以在 4.5 s 内完成半滚倒转机动飞行,验证了该设计控制策略是合理的,飞行控制律具有良好的抗扰性能。     

基于DSP微处理器的无人机飞控系统设计

根据某固定翼飞机的飞行特性,完成姿态回路和导航回路的飞行控制器设计。接着,以DSP28335微处理器为核心,设计出该无人机的飞控系统及地面监测与指令传送系统。最后,对所设计的控制器进行仿真实验,实验结果表明,该飞控系统性能良好,符合设计要求。     

单自由度旋转系统的动态性能分析

介绍一种新型结构的可实现飞行器横滚模拟仿真实验的低速单自由度旋转系统,对其整体机械结构和动态性能进行了分析,并结合ADMAS和Simulink进行联合动态仿真。该单自由度旋转系统结构简单,适用性强,可满足多种类型飞行器（包括导弹）等部分分系统产品进行飞行控制测试和半实物仿真的要求。