《中文核心期刊要目总览》收录期刊
中国科技论文统计源期刊(中国科技核心期刊)
中国科学引文数据库CSCD来源期刊
中国知网《中国学术期刊影响因子年报》来源期刊
世界期刊影响力指数(WJCI)报告(2022科技版)收录期刊
日本科学技术振兴机构(JST)数据库收录期刊
研究弹性飞行器的动态耦合问题。首先导出了非定常气动力作用下的弹性飞行器的纵向运动方程。就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性时飞行器稳定性的影响的方法。而后对弹性飞行器的动态耦合特性提出了定性的分析方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度,研究了主动反馈控制、操纵面及陀螺位置的合适选择的协同设计问题。
带传统线性控制器飞机在大迎角高机动飞行时敏捷性明显地减小,运动状态严重耦合更加重这一趋势,而此时操纵能力往往仍有剩余而却未能被利用。针对此问题,应用非线性反馈理论直接就飞机非线性运动模型设计输入输出解耦飞行控制器。数值仿真结果证实,这种设计能够纳入气动和运动学非线性因素,充分利用飞机操纵潜力,因而使前述薄弱区域的闭环敏捷性得到了有效的增强,明显地扩大了敏捷性包线。
直接力控制(DFC)是主动控制技术(ACT)要实现的主要功能之一。此功能的实现无论对民用飞机还是军用飞机都有重大的意义。现介绍DFC飞机时域和频域特性分析的意义和基本方法,并讨论DFC飞机飞行品质规范的制订、依据、品质等级的评定方法。最后以YF-16CCV飞机为算例进行了仿真分析,结果表明,对DFC飞机进行时域和频域分析,能够较全面地了解DFC飞机的各项性能;利用频域特性,可以方便地评定DFC飞机飞行品质等级。
基于飞行力学、最优控制理论、最优化方法,采用两种轨迹/飞行器总体参数的一体化优化方法──静态+动态一体化优化方法和参数最优化方法,研究载人飞船再入的轨迹/总体参数的优化,并比较了两种一体化优化方法的不同特点。通过数字计算,得到飞船的最优滚转程序、升阻比、再入角和再入终端时间。结果分析表明,两种一体化优化方法都能得到较高精度。
基于Sanger的气动外形、推进系统模型、质量模型等,采用飞行力学、最优控制理论及其数值计算等方法,研究了二级入轨水平起飞载机最小起飞质量的上升轨迹,得到了给定任务需求条件下吸气式组合发动机总体性能(推力、燃料消耗率随飞行轨迹的变化规律)要求。合理分析了载机最优上升轨迹、任务需求对吸气式组合发动机总体性能的要求。得到了一些明确而重要的结论。
采用解析形式的模糊控制规则,并提出了修正因子的模糊数模型。通过对量化、比例和积分因子寻优,并用二元函数的直线插值算法对修正因子的模糊数模型插值,可以克服常规模糊控制器所固有的模糊量化误差与调节死区,从而消除了由于量化误差而引起的系统稳态误差与可能发生的稳态颤振现象。使所设计的模糊控制系统具有在线自调整控制规则功能和良好的动、静态性能。
以某型飞机为对象,控制飞机纵向定高恒速飞行。由于模型是非线性的,采用模糊控制,对具有两个输入两个输出系统的模糊控制方法进行研究,找出了解耦控制规律,并结合PID控制器综合构成了模糊PID控制器。仿真结果显示控制过程时间短,超调量小,振荡小,为飞行控制提供了一种新方法。
飞行动力学研究中常遇到求解非线性代数方程组的问题。现提出一种求解实函数非线性代数方程组的组合迭代方法,以多步交替使用的方式将梯度下降法和拟牛顿选代法结合起来,综合两者的优点,组成一种对大范围内偏离精确解的任意初值均能收敛、且有一定收敛速度的迭代法。通过算例,对三种方法进行了对比和分析,计算结果证明,该方法是优越的。
对于连续时间线性二次最优控制问题,在动力学方程和价值泛函的基础上,给出其全状态下的微分方程,进而将精细时程积分法引入上述问题。其优点为,放弃了传统的差分算法,使计算过程既简便又稳定;避免了Riccati代数方程的求解;具有非常高的计算精度。通过对某飞行器控制系统的计算,充分说明了上述特色。
根据动力学原理,建立了考虑起落架变形运动影响的飞机在甲板上的运动方程;提出了舰载飞机滑跃起飞斜板形状的最优化数学模型性能指标、约束条件和目标函数。其中,引进了罚函数,把有约束的极值问题化为无约速的极值问题。并采用Powell法以及用差商代替导数的DFP方法进行了优化计算。计算结果表明,对斜板形状进行优化后,可以在很大程度上提高舰载机的斜扳滑跃起飞性能。
自由飞模型是按相似原理以飞机模型空中投放试验来验证原型飞机的操稳性能或获取飞机参数等。现通过对K8飞机自由飞模型控制系统的研究,设计了静不稳定飞行状态下的控制增稳系统。并根据自由飞的特点,设置控制器接通与否两种工作状态,可进行人工操纵飞行和接入控制器的操纵飞行。飞行记录表明,控制系统设计是成功的,可起到对原型机仿真的作用。
简要地介绍了样条函数法的基本原理、飞机的数学模型和空气动力系数的样条函数表达式。用一算例说明了估计过程,获得了纵向气动导数随迎角变化的估计结果。同时还研究了迎角节点间隔和样条函数的次数对估计结果的影响。估计结果表明,样条函数法是非线性参数估计的重要方法之一。适当减小节点的间隔和适当增加样条函数次数可以提高参数估计的精度。
负过载试飞是民用飞机,特别是大、中型民用运输机适航试飞的重要验证项目之一。通过对Y8F-200型飞机负过载试飞,详细地叙述了中型运输机负过载试飞测试设备的改装技术和飞行驾驶技术,以及在负过载试飞中需要考虑的一些问题。飞行实践表明,采用急跃升、急推杆的操纵方法能使飞机进入负过载飞行状态,但控制好跃升拉杆量、进入负过载时的推杆量以及操纵速率和达到负过载值后的稳杆时间是作好负过载试飞的关键。
在综述了各种成像跟踪算法的基础上,给出了一种新的适于飞行力学自动目标跟踪算法的基本思想和方法步骤。研究和探讨了利用成像跟踪算法获取比例导引律中视线角速度和导弹与目标间相对速度的方法,并结合导弹飞行控制数学模型,提出了一种基于成像跟踪的比例导引律实现方法。数字仿真结果表明文中提出的基于成像跟踪的比例导引律实现方法是可行的、正确的。
从战术弹飞行力学软件系统的设计开发角度,提出了软件系统的设计指导思想。对软件系统基本结构和运行流程进行了分析研究,完成导弹设计不同阶段有关飞行力学问题研究的应用软件设计开发。编制了软件系统的符号词典和软件文档。在软件系统设计时考虑多种语言程序之间的接口设计及运行环境,并就软件系统进一步开发研究进行了探讨。完成了战术弹飞行力学软件系统的设计。
以工程应用为背景,研究了含人工跟踪的制导飞行动力学问题。首先,给出了经过技术培训的操纵手的行为物理模型。接着详细分析了人工跟踪回路的稳定性和跟随性,同时提供了一种改善人工回路特性的方法。最后,对含人工跟踪回路的飞行器闭环回路的人工跟踪误差特性进行了综合分析和仿真计算。仿真结果证明该研究方案是可行的,研究结果已被国内有关部门在工程上采用。
研究了再入体零迎角再入飞行过程中的烧/侵蚀耦合效应,讨论了烧/侵蚀耦合效应对导弹落点的影响。在研究过程中提出了烧/侵蚀外形法向处理方法,并对不同的再入条件进行了烧/侵蚀外形及再入弹道计算。计算结果表明:烧/侵蚀外形法向处理方法简单可靠;零迎角再入飞行时烧/侵蚀耦合效应能够引起一定的落点偏差,且落点偏差的值与再入条件有关。