飞行模拟中的飞行动力学仿真平台研究 被引量：8

1

作者 苏彬 陈又军 +1 位作者 刘渡辉 王大海 《中国民航飞行学院学报》 2006年第6期12-16,共5页

介绍了适合于飞行动力学仿真的运动方程和飞行动力学仿真中的气动力数据和发动机数据的处理方法,改造了部分运动方程以克服地面运动的奇异性问题,建立了一种可仿真地面风场中运动的起落架数学模型,完成了可模拟飞机空地运动的通用的飞... 介绍了适合于飞行动力学仿真的运动方程和飞行动力学仿真中的气动力数据和发动机数据的处理方法,改造了部分运动方程以克服地面运动的奇异性问题,建立了一种可仿真地面风场中运动的起落架数学模型,完成了可模拟飞机空地运动的通用的飞行动力学仿真平台。数值仿真了某双发螺旋桨飞机的爬升和巡航性能,数值仿真结果表明：该仿真系统能处理飞行仿真中的所有的飞行动力学问题,计算过程稳定,克服了飞行动力学仿真中的奇异值问题。 展开更多

关键词 飞行仿真 飞行动力学模型 起落架模型

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基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析 被引量：1

2

作者 孟晓伟 徐国华 +1 位作者 史勇杰 黄斌 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期238-243,共6页

将计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替... 将计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代,并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程,最终求得平衡参数。应用所建立的方法,首先进行了算例验证,以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析,为直升机着舰飞行提供参考。 展开更多

关键词 舰载直升机 动量源 CFD模型 飞行动力学模型 平衡

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基于DE算法的共轴直升机模型辨识及精度分析 被引量：2

3

作者 刘鹏 蒙志君 武哲 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第7期971-975,共5页

由于共轴直升机特有的旋翼布局引发了上下旋翼间强烈的气动干扰,采用传统的理论分析和风洞试验的方法难以获得适用于共轴直升机控制系统的飞行动力学模型.为此,设计了飞行扫频试验,根据飞行试验数据得到了悬停状态下包含共轴直升机飞行... 由于共轴直升机特有的旋翼布局引发了上下旋翼间强烈的气动干扰,采用传统的理论分析和风洞试验的方法难以获得适用于共轴直升机控制系统的飞行动力学模型.为此,设计了飞行扫频试验,根据飞行试验数据得到了悬停状态下包含共轴直升机飞行动力学模型耦合特性的非参数频率响应,运用仿生智能计算方法中的微分进化(DE,Differential Evolution)算法拟合频率响应建立了悬停状态下的共轴直升机状态空间模型.利用Cramer-Rao边界和不灵敏度的相关理论进行分析计算,说明辨识得到的参数具有较高的精度和可信度.通过比较辨识模型的输出和实际飞行数据的结果,说明辨识得到的模型能充分反映共轴直升机的飞行动力学特性,可用于飞行品质评估和飞控系统设计. 展开更多

关键词 微分进化算法 共轴直升机 飞行动力学模型 频域辨识 精度分析

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倾转四旋翼飞行器直升机模式操稳特性分析 被引量：7

4

作者 周攀 陈仁良 俞志明 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第3期675-684,共10页

针对倾转旋翼飞行器直升机模式下的操纵性和稳定性进行了研究分析,为后续控制系统的设计提供一定的理论依据。在考虑旋翼-机翼干扰的情况下建立了倾转四旋翼飞行器飞行动力学模型并结合试验数据进行验证。提出了一种适用于直升机模式下... 针对倾转旋翼飞行器直升机模式下的操纵性和稳定性进行了研究分析,为后续控制系统的设计提供一定的理论依据。在考虑旋翼-机翼干扰的情况下建立了倾转四旋翼飞行器飞行动力学模型并结合试验数据进行验证。提出了一种适用于直升机模式下的操纵策略并对飞行器进行了配平计算。以该操纵策略为基础,计算了相应的操纵功效和操纵耦合,并分析了主要稳定性导数和特征根的变化。结果表明:航向操纵功效相较于其他通道较小;垂向输入引起的纵向力和俯仰力矩的大小随速度的增加不断增大;横向输入下引起的偏航力矩随速度增大而增大;速度稳定性随速度的增加而变得不稳定;除螺旋模态外,其他模态随速度的增加稳定性增强。 展开更多

关键词 倾转四旋翼飞行器 飞行动力学模型 配平 操纵策略 操纵性 稳定性

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飞行器飞行姿态不确定性传播分析

5

作者 龚生阳 李哲 +2 位作者 曹立雄 洪良友 刘杰 《强度与环境》 CSCD 2023年第1期22-30,共9页

飞行器的飞行状态会受到诸多不确定因素的影响。例如飞行时的外部环境参数,制造时的容许公差和加工误差等不确定性变量会使飞行中的姿态控制产生偏差,导致飞行任务失败,甚至引发灾难性的后果。为此,本文提出了一种基于最优混沌多项式展... 飞行器的飞行状态会受到诸多不确定因素的影响。例如飞行时的外部环境参数,制造时的容许公差和加工误差等不确定性变量会使飞行中的姿态控制产生偏差,导致飞行任务失败,甚至引发灾难性的后果。为此,本文提出了一种基于最优混沌多项式展开的不确定性传播分析方法,有效突破了高维不确定性传播分析面临的变量分布任意以及大规模计算等瓶颈问题。本文提出的传播分析方法,统一度量了高维设计变量中的不确定性,量化分析复杂不确定性对马赫数、动压、轴向过载系数及合成攻角等飞行姿态参数的影响,进而为飞行姿控及后续结构优化设计提供有效依据。 展开更多

关键词 飞行器 不确定性分析 最优混沌多项式展开 飞行动力学模型 飞行姿态

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基于弹道参数灵敏度函数一种阻力系数辩识方法 被引量：2

6

作者 张健 姚俊 +1 位作者 王欣 马彪 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2005年第1期47-49,共3页

在弹箭飞行动力学模型中,阻力系数的识别是一项重要任务。通过给出利用弹道参数灵敏度函数识别阻力系数的数学方法,结合弹道测试数据在弹箭飞行过程中对阻力系数进行辩识,从而修正飞行动力学模型,提高计算精度。

关键词 外弹道 阻力系数 灵敏度 辩识方法 飞行动力学模型

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倾转旋翼机短距起飞单发失效着陆的轨迹优化 被引量：6

7

作者 严旭飞 陈仁良 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第10期38-44,共7页

为进一步改善倾转旋翼机短距起飞单发失效后着陆轨迹优化的操纵策略,建立适用于倾转旋翼机单发失效后轨迹优化的增广飞行动力学模型并进行计算分析.首先,在基本纵向刚体模型的基础上建立关于操纵量的代数方程和微分方程组,形成增广飞行... 为进一步改善倾转旋翼机短距起飞单发失效后着陆轨迹优化的操纵策略,建立适用于倾转旋翼机单发失效后轨迹优化的增广飞行动力学模型并进行计算分析.首先,在基本纵向刚体模型的基础上建立关于操纵量的代数方程和微分方程组,形成增广飞行动力学模型,从而能反映出旋翼拉力系数、后倒角与驾驶员操纵杆量之间的关系,同时也能在轨迹优化中考虑到操纵系统特性对操纵量变化速度的限制,避免操纵量在优化过程中跳跃不连续;然后,采用直接转换法将着陆过程中的最优操纵策略和最优轨迹问题转化为非线性规划问题,并使用序列二次规划算法进行求解;最后,以XV-15倾转旋翼机为例,计算了短距起飞单发失效后安全着陆的最优解,并与相关文献数据进行对比.结果表明,在飞行路径、地速、旋翼转速和俯仰角的变化趋势与文献基本一致的情况下,需用功率、拉力系数与纵向周期变距杆位移等变化更加柔和,此外优化结果还包含了现有方法无法得到的操纵量和操纵速率信息.由增广飞行动力学模型得到的轨迹优化结果可以为单发失效时驾驶员实施安全着陆提供更多有用的依据. 展开更多

关键词 倾转旋翼机 单发失效 轨迹优化 飞行动力学模型 序列二次规划

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直升机不同尾桨距卡滞后的着陆轨迹和操纵优化 被引量：2

8

作者 严旭飞 陈仁良 辛冀 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第6期1138-1147,共10页

计算并分析直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的最优安全着陆和操纵过程。首先,将直升机不同尾桨距卡滞后的安全着陆问题表示成最优控制问题。然后,采用直接多重打靶法将最优控制问题离散为非线性规划问题,并进行数值求解。最后,分别计算样例... 计算并分析直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的最优安全着陆和操纵过程。首先,将直升机不同尾桨距卡滞后的安全着陆问题表示成最优控制问题。然后,采用直接多重打靶法将最优控制问题离散为非线性规划问题,并进行数值求解。最后,分别计算样例直升机遭遇大尾桨距卡滞与小尾桨距卡滞后的最优安全着陆过程和操纵策略。结果表明:当尾桨卡滞在大桨距时,尾桨提供侧向力大,有利于使用较大的功率状态以较小的速度和下降率着陆,期间可以通过侧滑来保持航向稳定;当尾桨卡滞在小桨距时,尾桨提供侧向力小,有利于在经济速度附近飞行,但不利于着陆机动。若此时采用常规着陆,则触地时偏航角速度很大,容易造成危险。若此时采用自转着陆,则触地时偏航角速度很小,因此着陆更为安全。直升机尾桨距卡滞后安全着陆的轨迹优化方法可以得到直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的最优着陆轨迹和操纵,从而为尾桨距卡滞飞行试验提供一定的参考。 展开更多

关键词 直升机 尾桨距卡滞 飞行动力学模型 最优控制问题 自转着陆

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直升机尾桨完全失效后自转着陆轨迹优化 被引量：4

9

作者 严旭飞 陈仁良 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期1203-1212,共10页

为了研究直升机尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程,建立相应的飞行动力学模型并采用最优控制方法进行计算分析。建立直升机6自由度刚体飞行动力学模型,在模型中加入可以描述尾桨完全失效和自转着陆阶段发动机出轴功率以及旋... 为了研究直升机尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程,建立相应的飞行动力学模型并采用最优控制方法进行计算分析。建立直升机6自由度刚体飞行动力学模型,在模型中加入可以描述尾桨完全失效和自转着陆阶段发动机出轴功率以及旋翼转速变化的相关方程,并将直升机尾桨完全失效后的自转着陆问题转换为非线性最优控制问题进行求解。以某型号单旋翼带尾桨直升机为样机,计算空中停车自转着陆过程,并与飞行试验数据进行对比,验证了所建模型和最优控制方法的准确性。计算分析该型号直升机在以巡航速度下前飞时,尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程。从结果可以看出:尾桨完全失效时,直升机在旋翼反扭矩的作用下会产生较大的偏航角速度和侧滑角变化,进而产生复杂的耦合运动,驾驶员在关闭发动机进行自转着陆操作的同时,还需要通过操纵横向周期变距稳定滚转角,并以侧滑的方式来稳定横航向的姿态角,最后安全着陆。计算得到的最优轨迹和操纵过程,与工程试飞得出的定性的结论和建议相符。 展开更多

关键词 直升机 尾桨完全失效 自转着陆 飞行动力学模型 最优控制方法

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考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化 被引量：2

10

作者 严旭飞 罗阳 +1 位作者 陈仁良 刘福端 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期815-822,共8页

为了能在倾转旋翼机单发失效轨迹优化的研究中考虑到驾驶员的反应特性,建立相应的增广飞行动力学模型并进行计算分析。首先,以倾转旋翼机基本纵向刚体飞行动力学模型为基础,建立旋翼拉力系数、旋翼后倒角与操纵杆量之间的关系,并引入延... 为了能在倾转旋翼机单发失效轨迹优化的研究中考虑到驾驶员的反应特性,建立相应的增广飞行动力学模型并进行计算分析。首先,以倾转旋翼机基本纵向刚体飞行动力学模型为基础,建立旋翼拉力系数、旋翼后倒角与操纵杆量之间的关系,并引入延迟环节、惯性环节和操纵速率限制来模拟驾驶员的反应特性,形成适用于倾转旋翼机单发失效轨迹数值优化研究的增广飞行动力学模型。然后,采用直接转换法将轨迹优化对应的最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。最后,以XV-15倾转旋翼机为样机,计算短距起飞单发失效后的最优着陆过程,并与相关文献结果进行对比。对比结果表明:考虑驾驶员的反应特性后,优化得到的状态量、需用功率、拉力系数和旋翼后倒角变化更加柔和,着陆时间和距离有所延长,操纵杆量变化更加合理。除此之外,随着驾驶员感知延迟时间增加,最优着陆过程所需时间会增加,且着陆时触地速度也会增大,但操纵量变化趋势基本一致。考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化可以为驾驶员实施安全着陆提供更加有用的依据。 展开更多

关键词 倾转旋翼机 单发失效 驾驶员反应特性 飞行动力学模型 轨迹优化

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双螺旋桨推进复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计 被引量：2

11

作者 王涌钦 余新 +1 位作者 陈仁良 叶尚卿 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2022年第2期211-218,共8页

针对双螺旋桨推进复合式直升机在过渡阶段存在的操纵面冗余问题,设计了不同操纵机构之间操纵分配系数以及最优俯仰角过渡路线。建立了复合式直升机动力学模型并提出复合式高速直升机操纵策略。对于过渡段以全机功率最优为优化目标,使得... 针对双螺旋桨推进复合式直升机在过渡阶段存在的操纵面冗余问题,设计了不同操纵机构之间操纵分配系数以及最优俯仰角过渡路线。建立了复合式直升机动力学模型并提出复合式高速直升机操纵策略。对于过渡段以全机功率最优为优化目标,使得操纵杆量连续光滑过渡为边界条件,优化得到最优过渡路线以及不同操纵机构之间操纵分配系数。对于低速阶段会出现的推进螺旋桨涡环状态,选择最优过渡路线规避推进螺旋桨涡环状态。仿真结果显示,优化得到的分配系数及过渡路线能够使复合式直升机不同通道的操纵杆量光滑连续过渡,确保驾驶员的操纵性能。 展开更多

关键词 复合式高速直升机 控制策略 分配系数 过渡路线 飞行动力学模型

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某型无人直升机舰面悬停风限图计算 被引量：2

12

作者 唐宏清 肖升兴 《科技创新与应用》 2020年第36期19-21,共3页

针对直升机/舰船动态适配中风限图试验风险高、耗时长的特点,文章对直升机的舰面悬停风限图计算展开研究。首先将关于直升机操纵量、姿态角和功率的判据引入直升机舰面起降飞行动力学模型,建立风限图计算模型;然后进行舰面悬停平衡仿真... 针对直升机/舰船动态适配中风限图试验风险高、耗时长的特点,文章对直升机的舰面悬停风限图计算展开研究。首先将关于直升机操纵量、姿态角和功率的判据引入直升机舰面起降飞行动力学模型,建立风限图计算模型;然后进行舰面悬停平衡仿真,获得了某型无人直升机的舰面悬停风限图。计算结果表明,风限图计算模型能够给出不同来流风向、风速的舰面流场环境限制的风限图,对算例直升机的风限图试验具有较大的指导意义。 展开更多

关键词 直升机 飞行动力学模型 风限图 平衡仿真

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