基于特征结构配置的飞翼无人机纵向控制律设计与 试飞验证

针对飞翼无人机的纵向、横侧向静稳定性较差,飞机纵向短周期模态稳定性不足等问题,以某小型飞翼无人机为对象,研究了特征结构配置方法,并提出了基于特征结构配置方法的前向增益型、误差积分型控制律设计方案;利用线性模型设计了该飞机的纵向控制律,通过非线性仿真分析、飞翼无人机的试飞验证了该控制方案的可行性与有效性;仿真及试飞结果表明：采用特征结构配置方法设计的飞行控制系统具有较好的控制效果,改善了飞翼飞机的飞行品质。     

基于GPS、磁罗盘与大气数据计算机的无人机风估计

针对无人机实时航路规划及适应环境变化的自主能力发展需求,提出了一种新的风估计与空速校准的方法;该方法基于GPS接收机、大气计算机和磁罗盘等传感器实现;针对定常风模型,风速、风向能够利用地速、风速和空速之间的速度矢量三角形关系计算得到;采用无导扩展卡尔曼滤波(DEKF),估计风场信息以及真空速的比例校准系数;利用某型无人机数字仿真平台,在2D定常风条件下进行了全过程自主飞行仿真;仿真结果表明:该方法在航路跟随的直线段、转弯段均能准确估计。     

基于CompactRIO的四旋翼飞控实时仿真平台设计

针对四旋翼无人机实时飞行控制系统的控制算法设计与参数整定,设计了一种基于CompactRIO的飞行控制系统实时仿真平台,该平台使用两台CompactRIO作为主控制器,分别在其嵌入式实时系统(VxWorks)中运行Simulink设计的无人机动力学模型与飞行控制系统模型,并使用LabVIEW开发PC上位机监控程序,用于调整飞行状态和整定控制参数。经试验证明,该平台实用性强,可视化程度高,实时性好,能较好地对四旋翼飞控系统进行实时仿真验证。     

飞行导引系统垂直导引律设计与仿真

为了提高机动性能, 现代飞机的设计开始向放宽静不稳定乃至静不稳定的方向发展, 因此飞行控制律的设计尤为重要;以大型民用客机的开发设计为应用背景,根据飞行仿真的需要,采用非线性动态逆的方法建立了飞机的线性模型,并结合PID控制对飞机的垂直引导方面的控制系统进行分析和设计研究,最后配合Matlab/Simulink 数值仿真方法和Stateflow工具对所设计的控制律进行PID 调参仿真;仿真结果表明:所设计的控制律可以达到所要求的控制精度,具有良好的动态品质。     

某大型无人机实时仿真系统的快速原型设计

针对某大型无人机建立无人机、舵机、传感器的数学模型,在MATLAB/Simulink环境下建立无人机仿真系统快速原型模型并进行优化,将仿真系统快速原型模型自动转化为可执行的应用程序,并直接加载到目标仿真计算机上运行,最后进行仿真验证并对系统的功能和性能进行测试;仿真结果表明,快速原型技术在降低无人机仿真系统设计难度、缩短设计周期的同时,能够满足飞行仿真试验对无人机仿真系统的实时性和可靠性要求。     

无人机自主着陆高度控制系统设计研究

无人机自主着陆是无人机任务执行后顺利回收的重要阶段。论文根据固定翼无人机着陆滑跑的特点,设计了无人机着陆滑跑的下滑高度轨迹及高度控制回路。在已知无人机着陆性能和空气动力学模型的情况下,根据无人机飞行任务的需求,研究了直线下滑段的轨迹设计,利用指数拉平方法设计了末端拉平段的轨迹,并结合PID控制技术对无人机的纵向俯仰控制回路以及整个无人机高度控制回路进行了建模和详细研究,利用MATLAB仿真技术对设计的控制方案的性能进行了详细分析,获得了相应的关键设计参数。对设计的高度控制回路方案的数学仿真和基于FlightGear飞行环境模拟系统的半物理仿真验证了所设计的自主着陆高度控制系统的可行性,具有一定的参考实用价值。     

小型固定翼无人机纵向姿态控制律的研究

针对无人机在实际飞行过程中受到外部环境影响大,控制精度不够高的问题;研究了一种模糊参数自整定PID控制方法来完成对无人机的纵向姿态的控制;该方法在传统的PID控制的基础上,利用无人机实际飞行中的数据,建立起模糊控制规则来实现PID参数自整定,最后在通过建立的纵向姿态模型上进行仿真控制,得出仿真曲线;仿真实验结果表明,所设计的模糊PID控制器,相比于传统的PID控制器具有更好的控制性能,并且具有很好的抗干扰能力,能够满足无人机控制系统的要求。     

基于Simulink/Stateflow的无人机多模态控制律仿真

为了验证无人机多模态飞行控制律设计的正确性,采用Simulink/Stateflow建模仿真方法。以某小型无人机为研究对象,首先在小扰动线性化模型基础上,设计了纵向和侧向多模态控制系统结构,并给出了相应的控制律,然后根据传统的频域和根轨迹的方法确定了各个控制器参数,最后通过Simulink/Stateflow完成整个飞行剖面的仿真,结果表明该方法能直观简洁地实现多模态之间切换的控制逻辑,模态控制误差均满足国军标要求,验证了所设计的多模态控制系统的正确性。     

对旋轴流风机反风性能的数值模拟

本文对一种对旋式轴流风机,采用SIMPLE方法对其整机的正、反风性能进行预测,通过求解雷诺平均N-S方程,湍流模型采用标准的k-ε模型,给出了分析采用的几何模型,通过CFD分析,预测出对旋式轴流风机的反风性能.通过对正风、反风预测性能的比较,结果表明:正风时的内流明显优于反风,主要内流细节差异是由于反风时流道收缩导致,反风时两级叶轮的负荷分配不均衡,后级叶轮负荷约为一级叶轮负荷的两倍多.对旋式轴流风机在反风运行状态下,流量、压力、功率各项参数的值均小于正风运行状态下的值,但其相对于普通轴流风机具有较大的反风量,反风量能达到正常风量的65%以上,可以满足对风机反风量的安全要求.     

基于遗传算法的四旋翼无人机系统参数辨识

建立准确地系统模型是实现四旋翼无人机的自动飞行控制的基础,为此提出了一种遗传算法,并将其应用于四旋翼无人机系统参数辨识当中。首先,根据四旋翼受力分析建立了小角度下的线性系统模型;然后,将遗传算法应用于线性模型未知参数的辨识中;最后,分别对比了滚转、俯仰和偏航方向的加速度值与实际测量值。实验结果表明在悬停状态或小角度飞行状态下,该辨识方法能够建立比较精确的系统模型。     

低空大展弦比无人机翼梢磁梯度测量探头气动特性及影响

针对一种低空大展弦比无人机, 文章进行全机和翼梢磁梯度测量探头数值模拟.全机计算给出翼梢磁梯度测量探头对全机气动特性和操稳特性的影响; 翼梢磁梯度测量探头计算实现了气动外形优化设计, 在保持全机操稳特性的前提下, 最大程度地减小全机气动阻力增量.结果表明, 磁梯度测量探头对全机气动阻力增量在9%之内, 俯仰力矩变化在5%之内, 对全机操稳特性的影响不大, 气动外形优化设计基本满足该低空大展弦比无人机的安全飞行技术要求.      

透平叶栅非轴对称端壁的气动最优化设计

本文应用非均匀有理B样条曲面技术实现了透平叶栅非轴对称端壁的参数化几何造型,并且以iSIGHTTM商业软件为优化设计平台,结合NUMECA软件进行数值模拟,构建了非轴对称端壁的气动优化设计系统.应用该系统对某级透平静叶轮毂端壁进行了非轴对称端壁造型的气动最优化设计.结果表明,非轴对称端壁造型将改变端壁附近的压力分布,使透平叶栅气动性能得到改善.     

发动机喷流对火箭气动特性影响

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。      

无人机姿态控制器设计及仿真

由于无人机模型的非线性和参数的时变性,传统PID方法设计的控制器动静态性能可能会变得很差,针对这种问题,设计了适合于某型无人机的模糊自适应姿态控制器。对于模糊控制器的隶属函数选择中盲目性的问题,利用粒子群优化算法对隶属函数进行智能寻优,降低设计过程中专家主观意向对控制器性能不确定性的影响。仿真结果表明,本文设计的控制器相对传统PID有更好的动静态性能,并且对于模型参数的时变性具有一定的鲁棒性。     

无人机投放分离特性仿真与优化

用于远程投放作战的无人机在与母机分离的过程中, 其姿态变化与运动轨迹直接影响母机的安全性和自身稳定性。基于重叠网格技术, 提出了一种流体-刚体运动耦合数值模拟方法, 对无人机动态投放分离过程进行仿真。采用WPFS标模进行计算, 发现仿真与试验结果吻合度高, 数值模拟方法得到有效验证。采用上述数值模拟方法实现无人机投放过程的仿真, 得到无人机在投放分离过程中位置与姿态随时间的变化规律。进一步基于仿真结果, 完成了无人机弹射方案的优化设计。      

黏性耗散对离心压缩机气动性能的影响

针对小流量系数离心压缩机,考察了流体的黏性耗散效应对流动损失的影响程度.通过压缩机模型级的实验测量和数值模拟,分别分析了压缩机级和叶轮在有、无黏性耗散影响下的流动性能.结果表明:当不考虑黏性耗散损失时,压缩机模型级具有较高效率;在黏性耗散效应的影响下,流动的多变效率约降低8个百分点.另外,不同的机壳间隙对多变效率也存在...     

运载火箭多学科概念设计软件构建技术研究

为了满足新型运载火箭“通用化、组合化、系列化”的设计要求,同时朝着降本增效的方向发展,需要研究多专业一体化设计方法。通过梳理概念设计时总体、气动、弹道、姿控各专业的工程算法,结合MDO理论与层次式模型管理的软件架构方法,提出了面向运载火箭概念设计的多学科集成优化软件构建技术,包括专业模型、CAD模型、仿真模型、优化模型、迭代模型等在内的8类软件模型的定义与有效管理,并形成专业计算与分析软件。此软件可实现火箭芯级、助推器、稳定翼面等总体外形的参数化设计,三维图像的展示与编辑,基于部件组合法的气动工程计算与性能分析,质量特性计算,动力系统选型及弹道计算与分析,优化设计等功能。通过此软件构建技术的研究与功能实现,为运载火箭概念设计过程的多学科集成优化设计提供了工具支撑。     

离心压气机叶轮多学科优化设计方法研究

本文采用多目标遗传算法结合近似模型方法,对离心压气机叶轮优化设计程中叶片各个设计参数的变化对于叶轮气动与强度性能的影响进行了研究,更深刻地了解各个参数分别对叶轮气动和强度性能的影响程度,并在此基础上采用可行性解的选择策略来寻求优化设计点,优化后的结果能够满足叶轮气动与强度性能的要求,表明该方法具有一定的工程实用价值。     

CFD/CSD耦合飞行器多学科优化设计新方法

文章以飞行器巡航外形为设计对象, 构建了一种新的飞行器的气动和结构特性评估方法, 即结构模型反迭代方法.该方法较传统的松耦合静气动弹性方法效率提高了4倍以上.以此为基础建立了一种新的飞行器气动/结构耦合多学科优化设计框架, 将优化效率提高4倍以上.采用数值求解N-S方程和结构有限元方程方法作为气动和结构学科的分析工具, 保证了设计结果的可信性.算例表明以巡航外形作为设计对象能够获得与传统方法一致的飞行器气动与结构特性, 以此为基础开展的无人机气动外形优化设计也获得了良好的设计结果.