检索结果-内蒙古大学图书馆

作者：陈元南京航空航天大学

学位级别：博士

直升机吊挂飞行能够不受地面交通条件和直升机货舱尺寸的限制,以独特的优势在军用和民用领域得到了广泛运用。然而,吊挂飞行中存在着复杂的飞行动力学耦合问题,严重影响其飞行安全。本文以直升机吊挂飞行中的耦合为核心展开系统研究,建... 详细信息

直升机吊挂飞行能够不受地面交通条件和直升机货舱尺寸的限制,以独特的优势在军用和民用领域得到了广泛运用。然而,吊挂飞行中存在着复杂的飞行动力学耦合问题,严重影响其飞行安全。本文以直升机吊挂飞行中的耦合为核心展开系统研究,建立直升机吊挂飞行全耦合飞行动力学模型,定量分析吊挂飞行中的耦合特性,且在此基础上通过改造吊挂飞行的固有特性开展耦合重构研究,提高吊挂飞行的安全性。直升机与吊挂系统的全耦合飞行动力学模型是直升机吊挂飞行研究的基础。为此,首先建立了用于吊挂飞行的直升机飞行动力学模型,模型中集成了旋翼桨叶挥舞/摆振动力学模型、各部件气动模型、旋翼和尾桨入流模型以及机体动力学模型,并考虑了部件间的气动干扰和用于吊挂飞行建模的接口。然后,建立了主要由吊索和吊挂物组成的吊挂系统动力学模型,着重考虑了吊挂物的准定常和非定常气动建模。在此基础上针对直升机和吊挂系统的运动耦合、惯性耦合和气动耦合开展了吊挂飞行全耦合建模研究,建立了旋翼尾流对吊挂物的气动干扰模型,推导了多种情况下直升机和吊挂系统的耦合,建立了能够全面反映直升机吊挂飞行中突出问题的飞行动力学模型。通过将直升机以及直升机吊挂飞行的配平和频响特性计算值与飞行试验数据对比验证了所建立的模型。发展了一种针对飞行动力学系统中耦合的定量分析方法。提出了耦合特性定量分析参数,包括耦合作用的幅值特性和积分特性。幅值特性用于描述耦合作用的强弱,积分特性用于描述耦合作用引起的状态量发散/收敛的快慢。通过对直升机、吊挂系统以及直升机吊挂飞行的耦合特性分析发现:直升机运动模态中存在复杂的纵横向耦合,吊挂系统运动模态中存在横向摆动和吊挂物航向运动之间的耦合;直升机吊挂飞行运动模态中存在吊挂系统对直升机角运动的耦合以及直升机对吊挂系统摆动运动的耦合。在直升机吊挂飞行耦合特性分析的基础上系统开展了耦合重构研究,形成了一种吊挂飞行耦合重构的综合性方法,改善了吊挂飞行安全。采用显模型跟踪控制重构了直升机内部的耦合,增强了直升机的稳定性,同时具有良好的操纵性。然后通过引入垂直增稳小翼重构了吊挂系统横、航向运动的耦合,有效解决了吊挂物偏航阻尼不稳定的问题。最后采用延迟反馈方法和输入整形方法重构了吊挂系统摆动运动中直升机和吊挂系统之间的耦合,显著提升了摆动运动的收敛性。

关键词：直升机吊挂系统飞行动力学建模耦合特性耦合重构显模型跟踪延迟反馈输入整形

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共轴刚性旋翼高速直升机飞行动力学建模及飞行特性研究

共轴刚性旋翼高速直升机飞行动力学建模及飞行特性研究

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作者：佘明人南京航空航天大学

学位级别：硕士

共轴刚性高速直升机采用了共轴刚性旋翼、复合推力等先进技术,大幅提高了直升机的飞行速度。但是它存在的气动干扰复杂和操纵冗余等问题,对其飞行特性有重要影响。本文针对共轴刚性旋翼高速直升机飞行动力学建模和冗余操纵策略进行了研... 详细信息

共轴刚性高速直升机采用了共轴刚性旋翼、复合推力等先进技术,大幅提高了直升机的飞行速度。但是它存在的气动干扰复杂和操纵冗余等问题,对其飞行特性有重要影响。本文针对共轴刚性旋翼高速直升机飞行动力学建模和冗余操纵策略进行了研究,为其飞行特性分析提供方法和技术支撑。首先建立了共轴刚性旋翼高速直升机的飞行动力学模型。针对共轴刚性旋翼建模中旋翼间气动干扰问题,引入了上、下旋翼入流系数干扰因子对Pitt-Peters动态入流模型进行了共轴双旋翼增广,采用涡环尾迹模型计算了干扰因子。针对刚性桨叶的一阶挥舞运动,采用等效挥舞偏置和挥舞约束弹簧的方式建立了刚性桨叶等效挥舞运动方程。接着,对机身、平尾、垂尾、推力螺旋桨进行了建模,将其与机体运动方程结合,完成了飞行动力学建模。随后以XH-59A为样例直升机,采用飞行试验数据对直升机飞行模式进行了配平验证。针对复合推力高速飞行模式的冗余操纵下的配平问题,以需用功率最小为目标,操纵行程、操纵极性、桨毂力矩和稳定性的限制为约束,制定了俯仰姿态、升降舵、横向周期变距差动、旋翼转速的配平策略。研究了以俯仰桨毂力矩抑制为目标,操纵性为约束的俯仰操纵分配设计方法;以操纵功效为目标,设计了偏航操纵分配。最后基于制定的配平策略和操纵策略,对共轴刚性旋翼高速直升机的气动导数和操纵导数随飞行速度变化规律进行了分析,并对其稳定性和操纵性进行了评估。

关键词：共轴刚性旋翼高速直升机飞行动力学建模配平策略操纵策略飞行特性

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重型直升机吊挂飞行动力学建模及吊挂释放控制

重型直升机吊挂飞行动力学建模及吊挂释放控制

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作者：赵刚南京航空航天大学

学位级别：硕士

近年来,随着直升机吊挂飞行在军用民用领域的应用愈加广泛,其任务剖面也得到极大拓展,其中就包括直升机执行吊挂释放任务。吊挂释放前后,吊挂物对直升机的力和力矩载荷突然消失,直升机由稳定飞行配平状态变为不稳定非配平状态,并产生偏... 详细信息

近年来,随着直升机吊挂飞行在军用民用领域的应用愈加广泛,其任务剖面也得到极大拓展,其中就包括直升机执行吊挂释放任务。吊挂释放前后,吊挂物对直升机的力和力矩载荷突然消失,直升机由稳定飞行配平状态变为不稳定非配平状态,并产生偏离原有飞行状态的状态响应,这势必给驾驶员及飞控系统带来一定挑战。本文主要针对直升机执行吊挂释放任务这一工况,分析了吊挂释放后直升机的状态响应历程,并对吊挂释放后直升机的回稳控制律设计进行了相关研究。首先,本文以CH-53A/D重型直升机带吊挂为研究对象,建立了完整的直升机吊挂系统飞行动力学模型,其中包括:该型直升机的飞行动力学模型、多段柔性吊索力学模型、箱体吊挂物力学模型以及旋翼下洗对吊挂物的气动干扰模型。在此基础上,为解决直升机吊挂系统耦合配平求解困难的问题,设计了一种简化高效的直升机与吊挂系统分步迭代配平策略。根据此配平策略,对直升机吊挂飞行与无吊挂飞行所计算得到的配平结果进行对比分析,再运用小扰动线性化方法讨论了吊挂系统的加入对直升机飞行特性的影响。接着,以直升机速度和姿态角的状态量响应值为评价指标,分析了不同吊挂参数对直升机进行吊挂释放任务的影响,并推荐了直升机吊挂释放时最佳飞行速度及相应的吊挂位置。最后,针对直升机执行吊挂释放任务后直升机的回稳控制展开研究,设计了一种基于自适应反步法的控制器,并在悬停和前飞状态下分别进行仿真计算,验证了该控制器的有效性。

关键词：直升机吊挂飞行飞行动力学建模配平飞行特性状态响应飞行控制

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某型民用飞机飞行动力学建模与极限机动仿真

某型民用飞机飞行动力学建模与极限机动仿真

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作者：闫晓莉南京航空航天大学

学位级别：硕士

极限状态下的飞行参数是飞行载荷设计、飞行器结构强度设计的主要输入数据,准确的极限飞行参数对于保证飞机结构强度、确定合适的安全系数及减轻结构重量意义重大。但在设计新的飞行器时,极限状态下的飞行参数只能通过飞行仿真来模拟,因... 详细信息

极限状态下的飞行参数是飞行载荷设计、飞行器结构强度设计的主要输入数据,准确的极限飞行参数对于保证飞机结构强度、确定合适的安全系数及减轻结构重量意义重大。但在设计新的飞行器时,极限状态下的飞行参数只能通过飞行仿真来模拟,因此,开展极限机动仿真研究对提供准确的飞行载荷和结构强度设计输入数据具有重要工程实践价值。本文通过消化吸收开源飞行仿真软件JSBSim的模块化建模和仿真思想,基于XML语言建立了某型民用飞机的六自由度非线性飞行动力学模型,根据《CCAR-25部》和《飞机设计手册-第九册》中关于机动模拟的相关要求和建议,将极限机动的输入指令设计的最优控制问题转换为静态参数优化问题,采用参数优化方法,开发了稳定俯仰机动、拉杆到底俯仰机动、拉杆到指定位置的俯仰机动、离散突风响应、大气紊流响应、稳定滚转机动、压杆到底滚转机动和偏航机动等几个典型极限机动的仿真脚本,并基于某型运输机进行仿真验证。仿真结果表明,本文所设计的极限机动仿真脚本可以模拟CCAR-25部要求的机动飞行过程。

关键词：运输机极限机动飞行仿真参数优化飞行动力学建模

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无人倾转旋翼机飞行动力学建模及操纵技术

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直升机技术 2022年第3期 6-9页

作者：刘畅王润宇杨萌海军装备部北京100071

针对无人倾转旋翼机的飞行特点和操纵方式,建立了一套适合于倾转旋翼机飞行操纵特性分析的飞行动力学模型,研究无人倾转旋翼机全包线飞行操纵与控制策略。在Simulink仿真环境中分别建立直升机模式、飞机模式以及过渡飞行模式仿真模型,... 详细信息

针对无人倾转旋翼机的飞行特点和操纵方式,建立了一套适合于倾转旋翼机飞行操纵特性分析的飞行动力学模型,研究无人倾转旋翼机全包线飞行操纵与控制策略。在Simulink仿真环境中分别建立直升机模式、飞机模式以及过渡飞行模式仿真模型,通过配平计算,得到各飞行模态工作点处的配平操纵量,为分析无人倾转旋翼机的全包线飞行策略和操纵输入提供研究基础。

关键词：操纵策略配平计算飞行动力学建模无人倾转旋翼机

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吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

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航空学报 2015年第1期36卷 346-356页

作者：华如豪叶正寅西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室西安710072

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲... 详细信息

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。

关键词：高超声速飞行器气动加热燃料消耗热气动弹性飞行动力学建模动力学特征

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月球软着陆飞行动力学和制导控制建模与仿真

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中国科学（E辑） 2009年第3期39卷 521-527页

作者：王鹏基张熇曲广吉北京控制工程研究所空间智能控制技术国家级重点实验室北京100190 中国空间技术研究院总体部北京100086

着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律... 详细信息

着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律设计中考虑到该段燃料消耗很大,主要以燃料最优为设计指标.接近段距离月面较近,且经姿态调整后接近垂直下降,拟采用平面月球模型;制导律设计采用基于重力转弯技术的最优开关制导律.着陆段几乎垂直下降,动力学模型可在平面月球模型的基础上简化为一维垂直下降模型,制导律设计拟在垂直方向采用简单的程序制导方式.最后,在考虑测量、推力误差以及环境干扰等影响下对着陆精度进行了初步仿真分析,结果表明,给出的软着陆三阶段动力学模型和制导律是可行的.

关键词：月球软着陆飞行动力学建模制导律设计着陆精度仿真

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稳态附近的无人直升机飞行动力学辨识建模方法研究

稳态附近的无人直升机飞行动力学辨识建模方法研究

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作者：陈志贤中南大学

学位级别：硕士

摘要：无人直升机动力学模型具有多耦合、不稳定、高阶易扰、非定常等特点,准确的参数模型难以直接获得。国内现行的辨识建模方法无法满足直升机高品质自主飞行的要求。本文基于SVU200的简化模型和手动飞行实验数据,探寻能够准确反应直... 详细信息

摘要：无人直升机动力学模型具有多耦合、不稳定、高阶易扰、非定常等特点,准确的参数模型难以直接获得。国内现行的辨识建模方法无法满足直升机高品质自主飞行的要求。本文基于SVU200的简化模型和手动飞行实验数据,探寻能够准确反应直升机动力学特性、通用性强、便于控制系统处理的模型描述及其辨识方法。 (1)研究基于状态空间白箱模型的时域离线辨识方法。提出数据单通道法,可高效解决使用预报误差法时初始模型参数的选取问题。采用预报误差法和遗传算法新组合策略分两步辨识直升机4自由度模型,预测输出对变化缓慢的实测输出可良好匹配。 (2)着力提升角速度通道模型的精度,研究基于状态空间黑箱模型的时域离线辨识方法。基于子空间—预报误差法,提出主通道扩展子空间模型,保证了模型精度和算法鲁棒性。所得6通道模型在辨识和验证数据段内拟合度均很高,可基于该模型分析直升机的动态特性。但模型阶次过高,对数据高度敏感,不利于控制系统的处理。 (3)开展数据鲁棒性好、可限制模型阶次的频域传递函数模型离线辨识研究。提出基于局部多项式快速法的无人直升机频响函数辨识,仿真结果表明该法可有效估计抑制有色噪声和离散傅里叶变换泄漏误差,同时保持了高频段的分辨率,优于传统的CIFER法。基于频响函数,使用最小二乘—极大似然二步法辨识SVU200的纵向和横向运动的传递函数模型。模型精度高、阶次低,对快速变化的数据适应性强。 (4)进行时域递推算法辨识,进一步验证离线辨识结果。初步研究双角速度通道非线性辨识建模方法,发现Hammerstein-Wiener模型精度优于NARX模型,或更适用于直升机仿真模拟器的开发。

关键词：无人直升机飞行动力学建模系统辨识预报误差-遗传算法扩展子空间法局部多项式法

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小型无人直升机飞行动力学、控制及试验研究

小型无人直升机飞行动力学、控制及试验研究

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作者：丁力南京航空航天大学

学位级别：博士

小型无人直升机因其可以垂直起降、定点悬停、低速飞行、前飞、后飞等特殊飞行的突出特点,以及具有重量轻、成本低、尺寸小的优势,在民用与军事领域得到了普遍的应用。然而,小型无人直升机是一个具有强耦合、欠驱动、多变量、时变、开... 详细信息

小型无人直升机因其可以垂直起降、定点悬停、低速飞行、前飞、后飞等特殊飞行的突出特点,以及具有重量轻、成本低、尺寸小的优势,在民用与军事领域得到了普遍的应用。然而,小型无人直升机是一个具有强耦合、欠驱动、多变量、时变、开环不稳定特性的高阶非线性控制系统,对其自主飞行的研究充满了巨大的挑战。因此,本文以小型无人直升机为研究对象,针对其动力学建模、飞行控制技术及航迹规划算法展开了研究,目标是为了创建一个既能充分发挥其性能又能保证飞行安全的控制系统,为未来的智能空中机器人设计打下了基础。论文首先系统性地推导了小型无人直升机的非线性飞行动力学模型并给出了模型线性化的处理方法。在建模过程中,利用Newton-Euler方程列出了机体的刚体运动学与动力学方程;根据经典动量理论推导出了简化的主旋翼动力学模型及其挥舞运动方程;考虑到偏航角速度反馈控制系统,建立了简化的偏航动力学模型。整个动力学模型中还涉及了机身阻力、垂尾与平尾的力和力矩。针对小型无人直升机在悬停处线性模型的系统辨识问题,提出了一种结合预测误差法和改进人工蜂群算法(PEM-IABC)的混合辨识算法。首先,该算法将系统辨识问题转化为目标函数优化问题,用PEM算法确定搜索空间参数的上下限。然后,在雇佣蜂搜索阶段,利用自适应搜索策略来加快算法的收敛速度;在跟随蜂搜索阶段,引入一种新颖的概率选择形式来确保蜜蜂种群的多样性;在侦察蜂搜索阶段,采用Logistic混沌算子来提高算法的全局搜索性能。根据机载电子设备采集到的飞行数据,用PEM-IABC算法对模型中的未知参数进行了辨识。最后,对辨识得到的模型进行了分析与验证,结果表明本文所提算法能有效估计出无人直升机动力学模型中的未知参数。进一步地,利用风洞试验对模型中的主旋翼挥舞运动时间常数进行了修正。在获得无人直升机线性模型的基础上,提出了一种基于H?静态输出反馈控制算法来实现直升机的抗风扰悬停控制器的设计。首先,用H?理论给出了线性时不变系统的静态输出反馈控制技术。然后,采用一种高效数值解法来求解H?静态输出反馈控制的增益。最后,根据此控制算法设计了无人直升机姿态与位置回路的控制器,并通过数值仿真验证了所设计控制器的有效性。基于无人直升机非线性动力学模型的动态不确定性与外部扰动的不确定性,提出了一种基于线性自抗扰控制(LADRC)的多回路轨迹跟踪控制算法。首先,根据动力学方程的阶次设计了一阶、二阶和三阶LADRC控制器,并构建了无人直升机的轨迹踪系统,将整个系统分为姿态、速度和位置三个控制回路。然后,利用萤火虫算法(GSO)的寻优优势对LADRC控制器进行了参数整定。最后,在测量噪声与阵风干扰的总扰动下,通过带爬升率的“8”字形轨迹跟踪仿真对本文设计的轨迹跟踪控制器的性能进行了检验。结果表明,与ADCRC控制器相比,LADRC控制器具有较高的控制精度与鲁棒性,能有效抑制系统扰动。为解决无人直升机在复杂多变环境下的飞行问题,提出了一种基于云模型人工蜂群算法的无人机航迹规划方法。在飞行区域已知的情况下,首先构建二维与三维规划空间模型,并给出相应的航迹代价模型。然后,将航迹规划问题转换成多维函数优化问题,利用ABC算法优越的寻优能力来搜索无人机的最优航线。同时,引入一维正态云模型算子来提高跟随蜂搜索阶段的求解精度与收敛速度。最后,通过一系列的仿真验证了该算法的可行性与有效性。

关键词：小型无人直升机飞行动力学建模系统辨识人工蜂群算法风洞试验 H_∞静态输出反馈控制线性自抗扰控制萤火虫算法航迹规划

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六自由度可独立操控旋翼飞行器飞行动力学与控制研究

六自由度可独立操控旋翼飞行器飞行动力学与控制研究

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作者：解永刚南京航空航天大学

学位级别：硕士

传统多旋翼飞行器通过姿态的直接控制来间接控制平移速度和位置,无法实现空间六自由度运动的独立操控,限制了其在复杂空间环境下的适应性和交互能力。本文针对一种可实现空间六自由度运动独立操控的四旋翼飞行器开展飞行力学与控制问题... 详细信息

传统多旋翼飞行器通过姿态的直接控制来间接控制平移速度和位置,无法实现空间六自由度运动的独立操控,限制了其在复杂空间环境下的适应性和交互能力。本文针对一种可实现空间六自由度运动独立操控的四旋翼飞行器开展飞行力学与控制问题研究,从能耗最小的角度,认识和分析了稳定飞行状态的最优配平特性和瞬态过渡飞行的最优控制规律,为该类飞行器的飞行控制系统设计奠定基础。首先,采用多体动力学和旋翼空气动力学相关理论和方法,建立了该四旋翼飞行器的飞行动力学模型。为更真实的模拟其能耗特性,在旋翼气动建模中考虑了旋翼相对空气的垂向运动速度对拉力和需用功率的影响。在此基础上,建立了该飞行器在任意悬停和平飞状态下的平衡方程,针对其过驱动、欠定系统的特点,以能耗最小为目标,进行了不同姿态和不同速度下的最优配平计算,分析了能耗最小平衡状态的操纵规律以及力和力矩之间的平衡关系。然后,基于最优控制理论,采用非线性数学规划方法,对定速变姿态和定姿态变速瞬态过程的能耗最小控制律进行了数值分析,总结了该飞行器能耗最小最优控制下的操纵与运动规律。最后,以能耗最小最优控制律作为前馈操纵输入,对定速变姿态和定姿态变速瞬态过程进行了仿真,通过与常规PID反馈控制仿真的对比,验证了最优控制律在姿态和速度独立运动下的能耗最小特性。

关键词：多旋翼飞行器飞行力学与控制最优控制飞行动力学建模飞行仿真

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