机翼伸展对低速飞行状态的影响

变翼飞行器在飞行过程中因机翼构型、面积等发生变化,引起质量分布、惯性及气动特性发生相应改变,飞行动力学因此受到影响.基于Lagrange方程,本文首先建立变形机翼飞行器的动力学模型,简化后得到伸展变翼的纵向运动方程,并通过气动仿真获得伸展机翼飞行器的低速气动特性.然后,借助线性插值确定气动参数随翼展的变化关系,研究了伸展变翼过程对于飞行器平飞、爬升、俯冲和盘旋的作用.结果表明,因变翼过程中升阻系数改变,飞行器将发生变速沉浮运动,此时为保持飞行状态的稳定,需对飞行器加以控制.     

Z型折叠机翼的气动力计算及非线性动力学分析

近年来,由于变体飞行器能够通过改变结构几何参数从而有效地改善飞行特性,成为了各国研究的热点问题.然而气动弹性问题一直是制约变体飞行器发展的瓶颈.所以,通过计算特殊形状变体飞行器的气动特性并分析结构的动态稳定性,能更多的了解变形结构的气动特性,也将推动变体飞行器中气动力计算的发展及相关领域的研究.本文主要研究了Z型折叠机翼的气动力计算及非线性动力学分析.根据亚音速下气流的特点,采用薄翼型理论计算Z型折叠机翼的环量分布,然后利用Kutta-Joukowski升力定理,推导了在理想不可压流体来流条件下定常气动升力的解析公式.将上述得到的气动力作用在Z型折叠机翼中,将Z型折叠机翼简化为以刚性铰链相连接的三块碳纤维复合材料层合板,应用Hamilton原理建立了在亚音速气动载荷作用下Z型折叠机翼结构的非线性动力学方程,并根据特殊的边界条件得到了结构的模态函数.利用Galerkin方法离散得到了结构带有折叠角度的常微分运动控制方程.利用数值方法分析了一定气动力作用下Z型折叠机翼结构在折叠过程中的非线性动力学特性,分析了折叠角度对变形机翼结构稳定性的影响.     

一种基于智能材料的可收放变后掠翼飞行器设计

本文通过对高超声速客机和变体飞行器的研究,设计了一种采用智能材料驱动的可收放机翼的超声速飞行器。该设计主要针对机翼构型,采用展向可调的智能材料驱动机翼翼梁沿展向伸缩,并结合机翼柔性蒙皮材料进行调节。本论文对该新型超音速客机平台的总体设计参数进行了估算,分析了包括飞机外形、机翼设计、变体飞行器技术等关键技术设计方案,并对该飞行平台的一般任务过程进行了描述。通过研究我们认为,该机翼构型在概念上具有创新,通过展向可调机构来改变机翼后掠角,解决了低速起降和超音速巡航这一设计矛盾,为下一代超音速飞行器发展提供一个有参考价值的思路。     

高超声速折叠翼展开动力学研究

折叠翼飞行器在飞行过程中通过机翼的展开与折叠,来满足不同飞行任务时的最优飞行性能.在飞行过程中,折叠翼能够顺利展开并安全锁定是折叠翼飞行器顺利完成任务的根本原因之一.因此,针对高超声速折叠翼被动展开过程,研究其精确动力学建模与仿真,优化系统参数与飞行姿态,使得折叠翼展开锁定后的冲击响应满足结构要求.首先,采用绝对节点坐标法建立柔性折叠翼的柔性多体系统动力学模型,采用活塞理论建立气动力模型,从而形成折叠翼的柔-流耦合动力学模型,并采用广义a算法求解.其次,研究被动展开扭杆参数、阻力扭簧参数与飞行姿态等对高超声速折叠翼被动展开动态过程的影响,优化系统参数,有效降低展开锁定后的冲击响应.     

基于传递函数法的带外挂大柔性机翼颤振分析

基于带外挂大柔性机翼结构和气动特点,使用带有半解析半数值特性的传递函数方法进行处理.首先,将变形后的柔性机翼视为曲梁,基于曲梁的运动微分方程,结合传递函数方法,将曲梁运动微分方程整理成状态空间方程形式.然后,借鉴有限元方法的思想将单元进行组集,组集时结合机翼挂载处内力平衡和位移协调条件,得到了机翼整体平衡方程,结合求解复特征值的方法,完成了带外挂大展弦比大柔性机翼的动气动弹性稳定性分析.对比通过有限元方法得到的仿真结果,证实了文章提出计算方法的准确性和高效性.文章结尾,分析了外挂质量、转动惯量、位置分布及数量等变量对带外挂大展弦比大柔性机翼的动气动弹性稳定性的影响.     

展向上反角分布对飞翼布局横航向稳定性影响

横航向稳定性是影响飞翼布局飞机飞行品质的主要因素。通过添加展向三个翼段的上反角,拓展了传统无尾飞翼布局横航向稳定性设计的空间,并基于一套横航向稳定性参数高效求解工具,实现了稳定性分析的自动求解流程。通过在整个设计空间中的稳定性参数求解,参考有人驾驶飞机飞行品质规范MIL-F-8785C,获得了符合二级飞行品质的设计点,证明了无尾飞翼布局飞机在大范围的设计空间中存在着满足横航向稳定性品质的设计方案。     

应用前馈神经网络的大柔性机翼阵风响应分析

大柔性飞行器因结构重量低、柔性大使得机翼等部件在受载时产生较大的弹性变形,呈现显著的几何非线性效应,因此准确的结构大变形建模方法对于几何非线性气动弹性分析至关重要,而神经网络对非线性系统具有强大的拟合能力,可通过将神经网络应用于非线性结构建模,构造适用于结构大变形的前馈神经网络预测模型,在样本特征和数据结构相对较优的条件下结合曲面涡格法,搭建非线性气动弹性分析框架,对某机翼模型进行阵风响应计算;结果表明神经网络模型能准确预测大柔性机翼结构大变形,应用到气动弹性分析后能进行准确的阵风响应计算,验证了将神经网络应用到结构大变形预测的可行性,为以后机器学习技术与气动弹性分析结合的研究提供思路和方法。     

飞行器变体机翼结构设计与仿真

针对变体飞行器在低雷诺数下机动性能力不足并且稳定性差的问题,设计提出一种新型变体机翼构型.首先深入研究海鸥的骨骼结构与飞行中的气动外形配置,利用空气动力学对海鸥气动力参数进行估算,计算所得气动参数基本满足海鸥实际飞行要求.进而抽象简化海鸥翅膀骨骼羽毛结构,并改变关节角度适合变体机翼的四自由度机构,采用气动布局分析与设计软件对机构进行仿真,优化结果能实现海鸥飞行的各种姿态外形例如起飞＼降落、巡航、俯冲的同时又有较高升阻比.表明大尺度的变体可以显著改变飞行器的升力、阻力和升阻比,能够使可变体飞行器自主适应多种环境和任务,因而在全飞行周期中比传统固定外形飞行器具有更优的性能.     

基于Bezier插值方法的作大范围旋转运动锥形悬臂梁动力学研究

研究了作大范围旋转运动高度和宽度均沿着梁长度方向变化的锥形悬臂梁动力学问题. 采用 Bezier插值方法对柔性梁的变形场进行描述,考虑柔性梁的纵向拉伸变形和横向弯曲变形,计入由于横向弯曲变形引起的纵向缩短,即非线性耦合项. 运用第二类拉格朗日方程推导出作旋转运动锥形梁的动力学方程,并编制了动力学仿真软件,对作旋转运动锥形梁的频率和动力学响应进行研究. 结果表明: 不同锥形梁截面的动力学响应和系统频率将有明显差异,因此对实际系统合理建模,将能得到更为精确的结果.     

基于自适应逆的飞机空投纵向控制系统设计

针对现代飞机空投时对系统稳定性与鲁棒性的要求,采用自适应逆的控制方法对飞机纵向姿态保持系统进行了控制律设计;首先基于飞机动力学与运动学方程,建立了飞机空投的纵向非线性数学模型,然后分析了空投时所产生扰动对飞机稳定性的影响,并应用自适应逆的方法设计了飞机的纵向控制系统,最后对某型飞机纵向控制系统的输出特性以及姿态保持的效果进行了仿真验证;仿真结果表明,设计的控制系统响应迅速、跟踪精确,具有良好的控制效果和抗干扰能力。     

改进PID的无人机飞行姿态角控制消颤算法

无人机在整个纵平面飞行过程中,由于飞行姿态角的大幅度变化以及气流的作用,导致机身颤抖,影响飞行稳定性.提出一种基于PID变结构控制的无人机飞行姿态角控制消颤算法,首先进行了无人机飞行姿态角控制系统的被控对象参量分析,构建无人机在姿态角变化剧烈、大迎角飞行时的三通道模型,采用变结构控制方法进行控制器设计.结合小扰动原理和Lyapunov稳定性原理进行扰动抑制和稳定性证明,采用梯度算法调整权值进行飞行姿态角控制的消颤处理,采用自适应算法在线调整权值实现PID变结构控制改进.仿真结果表明:采用该算法进行无人机飞行姿态角控制和消颤处理,大幅度提高无人机飞行定姿的精度,横滚角、俯仰角和航向角的控制精度有较大提高,稳定性和收敛性较好,确保了无人机飞行稳定性.     

Technical stability of solutions of nonlinear differential equations of controlled vertical motion of an elastic body for a given measure

Sufficient conditions for the technical stability for a given measure of nonlinear dynamic states of a long elastic flying system for its controlled vertical motion are derived. The influence of changes in sectional area, transversal deformations, and vibrations of flying vehicles are taken into account. The technical stability criteria depend on the main parameters of the control process and lateral load increment due to distortion of the longitudinal axis of the system and aerodynamical forces in vertical flight.Translated from Avtomatika i Telemekhanika, No. 1, 2005, pp. 13–28.Original Russian Text Copyright © 2005 by Matviychuk.This paper was recommended for publication by V.N. Bukov, a member of the Editorial Board     

Adaptive dynamic surface control of a hypersonic flight vehicle with improved tracking

This work presents a nonlinear adaptive dynamic surface air speed and a flight path angle control design procedure for the longitudinal dynamics of a generic hypersonic flight vehicle. The proposed design scheme takes into account the magnitude, rate, and bandwidth constraints on the actuator signals. A new approach is used to enhance tracking performance and avoid a large initial control signal. The uncertain nonlinear functions in the flight vehicle model are approximated by using radial basis function neural networks. A detailed stability analysis of the designed controllers shows that all the signals of the closed‐loop system are uniformly ultimately bounded. The robust performance of the design scheme is verified through numerical simulations of the flight vehicle model for various parameter variation test cases. Copyright © 2011 John Wiley and Sons Asia Pte Ltd and Chinese Automatic Control Society     

弹性飞机的QFT控制器设计

以某弹性飞机纵向模型为例,考虑模型的不确定性及外部扰动,应用定量反馈理论设计了其俯仰姿态保持系统.仿真结果表明,利用该理论方法设计的控制器能很好地抑制弹性飞机的结构弹性变形,具有良好的鲁棒性,并取得了满意的控制效果,证明了该方法在弹性飞机控制律设计中的有效性和实用性.     

基于气动参数调节的无人机抗扰动控制算法

无人机飞行受到气动阻尼扰动,从而导致控制稳定性不好。当前采用翼型截面气动参数调节的方法进行无人机抗扰控制,以扭角以及振动方向等参数为约束指标,参数调节的模糊度较大,对气动姿态参数调节的稳定性不好。文中提出基于气动参数调节的无人机抗扰动控制算法。该算法根据无人机的飞行工况构建各阶模态对应的气弹耦合方程,在速度坐标系、体坐标系、弹道坐标系三维坐标系下构建无人机的飞行动力学和运动学模型;采用卡尔曼滤波方法实现对无人机飞行参数的融合调节和小扰动抑制处理,并采用末端位置参考模型进行无人机飞行轨迹的空间规划设计;在卡尔曼滤波预估模型中实现对动力学模型的线性化处理,采用气弹模态参数识别方法进行无人机的飞行扰动调节;将姿态控制作为内环,获得位置环状态反馈调节参数;以无人机的升力系数和扭力系数作为气动惯性参数进行飞行姿态的稳定性调节,从而实现无人机抗扰动控制律的优化设计。采集飞机的俯仰角、横滚角和航向角作为原始数据在Matlab中进行仿真分析,仿真结果表明,采用所提方法进行无人机抗扰动控制的稳定性较好,对气动参数进行在线估计的准确性较高,航向角误差降低12.4%,抗扰动能力提升8dB,收敛时间比传统方法缩短0.14 s,无人机飞行的抗扰动性和飞行稳定性得到提高。所提方法在无人机飞行控制中具有很好的应用价值。     

地效飞行器的纵向稳定性和增稳系统研究

针对地效飞行器因地面效应对纵向系统稳定性的影响,从系统稳定性定义和状态空间稳定判据两个方面,分析了地效飞行器的静稳定性判定条件,利用劳斯维茨判据分析了系统纵向模态的动稳定性,针对纵向动稳定性不足和高度稳定控制的问题,基于飞行包线内典型状态点处的线性模型,采用线性二次型调节器设计了系统的纵向增稳控制律,采用自抗扰控制设计了高度控制律。仿真结果表明,所设计的增稳控制律可以使系统稳定,且具有较强的鲁棒性,所设计的高度控制律使系统具有较强的动态性能,能够准确达到预定飞行高度并保持稳定,响应时间不超过15s。     

基于反步法的高超音速飞机纵向逆飞行控制

针对高超音速飞机纵向运动的数学模型具有严重非线性、不稳定、多变量耦合以及不确定的气动参数等特点,采用非线性动态逆控制与反步法相结合的方法为其设计飞行控制系统．该系统以非线性动态逆控制作为控制内环,通过将非线性的多输入多输出系统进行精确线性化,解除了多变量之间的强耦合关系;并以反步法作为控制外环．保证系统的全局稳定以及抑制不确定参数的扰动．仿真研究表明．所提出的控制方法可以确保高超音速飞机的纵向稳定性．改善其飞行品质．     

Landing Auto‐Pilots for Aircraft Motion in Longitudinal Plane using Adaptive Control Laws Based on Neural Networks and Dynamic Inversion

This paper presents two new automatic landing systems (ALSs) for aircraft motion in longitudinal plane; the model of the landing geometry determines the flight trajectory and the aircraft calculated altitude; the flight trajectory during landing consists of two parts: the glide slope and the flare. Both designed ALSs have an adaptive system (ACS) for the aircraft output's control; for the first ALS, the output vector consists of the flying altitude and the longitudinal velocity, while, for the second ALS, the output variables are the pitch angle and the longitudinal velocity of aircraft. The second variant of ALS also contains an altitude controller providing the calculated pitch angle. The calculated altitude (for the first ALS), the calculated pitch angle (for the second ALS), and the desired flight velocity are provided to the ACS by means of a block consisting of two reference models. ACS is based on the dynamic inversion concept and contains an adaptive controller which includes a linear dynamic compensator, a state observer, a neural network, and a Pseudo Control Hedging block. The paper is focused both on the design of the two ALSs and on their complex software implementation and validation.     

A Bio-Inspired Flapping-Wing Robot With Cambered Wings and Its Application in Autonomous Airdrop

Flapping-wing flight, as the distinctive flight method retained by natural flying creatures, contains profound aerodynamic principles and brings great inspirations and encouragements to drone developers. Though some ingenious flapping-wing robots have been designed during the past two decades, development and application of autonomous flapping-wing robots are less successful and still require further research. Here, we report the development of a servo-driven bird-like flapping-wing robot named USTBird-I and its application in autonomous airdrop. Inspired by birds, a camber structure and a dihedral angle adjustment mechanism are introduced into the airfoil design and motion control of the wings, respectively. Computational fluid dynamics simulations and actual flight tests show that this bionic design can significantly improve the gliding performance of the robot, which is beneficial to the execution of the airdrop mission. Finally, a vision-based airdrop experiment has been successfully implemented on USTBird-I, which is the first demonstration of a bird-like flapping-wing robot conducting an outdoor airdrop mission.      

高超声速飞行器神经网络动态逆姿态控制器设计

以一类通用高超声速飞行器纵向模型为研究对象,推导了飞行器纵向姿态运动方程。考虑受到飞行器附加攻角扰动以及气动参数不确定性的影响,对运动方程中速率变化快慢不同的攻角和俯仰速率分别引入精确线性化动态逆反馈,并利用神经网络对系统逆反馈误差进行补偿,有效地抑制了模型参数摄动,实现了对攻角指令的精确跟踪。将设计的控制器对高超声速非线性模型进行系统闭环仿真,仿真结果说明所设计的姿态控制器具有抗参数摄动的性能,能够满足高超声速飞行器复杂飞行条件下的姿态控制要求,具有较强的鲁棒性。