基于Simulink的直升机飞行动力学模型配平方法

1

作者 唐宏清 《中国科技信息》 2021年第2期37-38,共2页

本文应用Simulink软件研究直升机飞行动力学模型的配平实现方法。介绍了直升机飞行动力学模型的配平原理,讲述了基于Simulink Linear Analysis Tool的模型配平方法。以某型直升机为算例,应用Linear Analysis Tool进行配平计算,获得了该... 本文应用Simulink软件研究直升机飞行动力学模型的配平实现方法。介绍了直升机飞行动力学模型的配平原理,讲述了基于Simulink Linear Analysis Tool的模型配平方法。以某型直升机为算例,应用Linear Analysis Tool进行配平计算,获得了该机的平衡特性。结果表明,基于Linear Analysis Tool的配平方法,操作简单,计算效率高。 展开更多

关键词 配平方法 配平计算 飞行动力学模型 TOOL 直升机 平衡特性 计算效率

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飞行模拟中的飞行动力学仿真平台研究 被引量：8

2

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

3

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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直升机模拟器飞行动力学仿真系统设计

4

作者 顾新 《中国科技信息》 2019年第6期38-39,共2页

本文采用MATLAB和QT Creator构建直升机模拟器飞行动力学仿真系统。使用MATLAB软件开发飞行动力学模型,然后将模型生成C++代码供系统仿真软件调用。使用QT Creator开发系统仿真软件,与主控软件通信采用UDP协议。采用这种方法构建的飞行... 本文采用MATLAB和QT Creator构建直升机模拟器飞行动力学仿真系统。使用MATLAB软件开发飞行动力学模型,然后将模型生成C++代码供系统仿真软件调用。使用QT Creator开发系统仿真软件,与主控软件通信采用UDP协议。采用这种方法构建的飞行动力学仿真系统具有开发迅速,实时性好的优点。 展开更多

关键词 飞行动力学模型 仿真系统 模拟器 直升机 CREATOR MATLAB 设计 软件开发

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复合式高速无人直升机飞行力学建模及操纵策略研究

5

作者 杨洋 黄维宁 +2 位作者 杨永文 徐亮 李华松 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2024年第7期2481-2489,共9页

双螺旋桨复合式高速无人直升机同时具备了直升机和固定翼飞机的优势,是目前高速飞行器的研究热门之一。针对双螺旋桨复合式高速无人直升机进行了飞行力学相关分析和操纵策略研究。首先,以干扰因子的方式构建旋翼对机翼的气动干扰模型,... 双螺旋桨复合式高速无人直升机同时具备了直升机和固定翼飞机的优势,是目前高速飞行器的研究热门之一。针对双螺旋桨复合式高速无人直升机进行了飞行力学相关分析和操纵策略研究。首先,以干扰因子的方式构建旋翼对机翼的气动干扰模型,机身模型采用风洞实验数据,然后,建立该直升机的非线性飞行动力学模型。针对操纵冗余问题,提出一种操纵策略,以权重系数来分配操纵通道,通过添加平均螺距杆纵向通道,由螺旋桨平均螺距控制前飞速度。在此基础上进行配平,实现了各个杆操纵量在3个模式间的光滑过渡,从而验证了操纵策略的合理性。 展开更多

关键词 双螺旋桨复合式高速无人直升机 操纵冗余 飞行动力学模型 操纵策略

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无人机半物理飞行仿真试验平台设计 被引量：5

6

作者 魏瑞轩 冯博琴 胡明朗 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2009年第5期75-78,共4页

本着方便、实用、经济的原则,利用现有的计算机辅助软件,建立了无人机的一体化仿真试验平台。基于该试验平台建立了飞控设计的规范流程,实现了飞控的工程化、一体化设计。根据该试验平台和规范流程,以一架小型飞机为对象,完成了气动力... 本着方便、实用、经济的原则,利用现有的计算机辅助软件,建立了无人机的一体化仿真试验平台。基于该试验平台建立了飞控设计的规范流程,实现了飞控的工程化、一体化设计。根据该试验平台和规范流程,以一架小型飞机为对象,完成了气动力估算和数值模拟,建立了动力学模型,经过线性化设计了纵向控制器,并对控制律进行了实时仿真和飞行试验验证。 展开更多

关键词 无人机 飞行动力学模型 半物理仿真 视景仿真

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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

7

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

原文传递

倾转四旋翼飞行器直升机模式操稳特性分析 被引量：7

8

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

9

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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靶场试验环境条件下战术导弹子弹药的飞行弹道仿真

10

作者 张尚敏 吴少光 《战术导弹技术》 北大核心 2006年第6期83-88,共6页

针对战术导弹靶场试验中存在的子弹飞行故障和子弹鉴定子样不足等问题,通过分析子弹运动规律及环境诸因素对子弹飞行弹道的影响,综合考虑子弹气动外形等因素,建立了子弹飞行动力学模型.经仿真运行,得到了子弹飞行弹道,并可获取其它飞行... 针对战术导弹靶场试验中存在的子弹飞行故障和子弹鉴定子样不足等问题,通过分析子弹运动规律及环境诸因素对子弹飞行弹道的影响,综合考虑子弹气动外形等因素,建立了子弹飞行动力学模型.经仿真运行,得到了子弹飞行弹道,并可获取其它飞行参数,为分析子弹飞行故障、获取仿真样本和研究子弹落点散布规律提供了有效手段. 展开更多

关键词 子弹 飞行弹道 飞行动力学模型 仿真

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直升机与吊挂物耦合系统的飞行特性分析 被引量：2

11

作者 刘毅 苏小恒 《中国科技信息》 2019年第18期49-52,13,共5页

针对直升机和吊挂物分别建立飞行动力学模型,将吊挂物在空中运动的三个方向上的自由度带入直升机和吊挂物在耦合状态下非线性动力学方程,将方程由9阶升为12阶,对样例直升机进行平衡特性和操纵性进行分析并与试验数据进行对比。同时运用... 针对直升机和吊挂物分别建立飞行动力学模型,将吊挂物在空中运动的三个方向上的自由度带入直升机和吊挂物在耦合状态下非线性动力学方程,将方程由9阶升为12阶,对样例直升机进行平衡特性和操纵性进行分析并与试验数据进行对比。同时运用小扰动理论将非线性学方程进行线化。针对线化后的线性飞行动力学方程,通过分析方程的特征向量和将线性的飞行动力学方程进行拉普拉斯变换后得出不同操纵通道的Bode图,分别在时域和频域对直升机和吊挂物耦合状态下不同吊挂重量和不同吊挂点位置进行操稳特性分析,从稳定性角度对吊挂点设置给出建议。 展开更多

关键词 飞行特性 耦合系统 直升机 非线性动力学方程 吊挂 飞行动力学模型 拉普拉斯变换 小扰动理论

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直升机平尾气动布局对飞行特性的影响分析

12

作者 陈彬 《中国科技信息》 2021年第12期37-40,42,13,共6页

建立高精度的直升机全机气动干扰特性分析技术;结合飞行动力学模型,研究飞行状态和平尾气动布局参数变化对气动干扰及飞行特性的影响,明确影响气动干扰和飞行特性的主要布局参数,掌握气动干扰和飞行特性随气动布局参数及飞行状态变化的... 建立高精度的直升机全机气动干扰特性分析技术;结合飞行动力学模型,研究飞行状态和平尾气动布局参数变化对气动干扰及飞行特性的影响,明确影响气动干扰和飞行特性的主要布局参数,掌握气动干扰和飞行特性随气动布局参数及飞行状态变化的影响规律。 展开更多

关键词 气动干扰 气动布局 飞行状态 飞行特性 直升机 飞行动力学模型 布局参数 平尾

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六旋翼无人自主飞行器建模与控制 被引量：1

13

作者 余文彬 徐玉 《自动化应用》 2018年第9期68-72,共5页

针对六旋翼无人飞行器的自主飞行问题,对六旋翼无人飞行器的硬件设计、动态模型、控制算法等方面进行了研究。首先给出了六旋翼无人飞行器的详细硬件设计方案;然后通过刚体动力学分析与系统辨识实验相结合的方法建立了六旋翼无人飞行器... 针对六旋翼无人飞行器的自主飞行问题,对六旋翼无人飞行器的硬件设计、动态模型、控制算法等方面进行了研究。首先给出了六旋翼无人飞行器的详细硬件设计方案;然后通过刚体动力学分析与系统辨识实验相结合的方法建立了六旋翼无人飞行器的动态模型,在此基础上将六旋翼飞行器的自主控制分成纵向、横向、垂向、航向四个回路分别进行控制率设计;最后通过真实环境下的飞行实验对六旋翼自主无人飞行器的性能进行了验证。实验结果表明,研究设计的六旋翼自主无人飞行器能很好地完成自主起飞、自主悬停、航线跟踪、自主降落等飞行动作,完全满足实际应用需要。 展开更多

关键词 六旋翼飞行器 自主飞行 飞行器动力学模型 控制器设计

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基于最小二乘与自适应免疫遗传算法的小型无人直升机系统辨识 被引量：10

14

作者 杜玉虎 房建成 +1 位作者 盛蔚 雷旭升 《机器人》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期72-77,共6页

针对小型无人直升机小稳定、强耦合、非线性的特点,建立了小型无人直升机悬停状态下行动力学模型.设计了一种基于最小乘与自适应免疫遗传算法(LS-AIGA)的辨识算法,根据辨识实验的需要研制了机载微小型导航、制导与控制系统(MGNC).利用... 针对小型无人直升机小稳定、强耦合、非线性的特点,建立了小型无人直升机悬停状态下行动力学模型.设计了一种基于最小乘与自适应免疫遗传算法(LS-AIGA)的辨识算法,根据辨识实验的需要研制了机载微小型导航、制导与控制系统(MGNC).利用飞行实验数据,根据本文的辨识算法,对所建立模型中未知参数进行了辨识.最后对得到的模型进行了验证与分析,结果表明模型辨识数据与真实飞行实验数据匹配较好,所建立模型能够反映小型无人直升机动力学特性. 展开更多

关键词 无人直升机 飞行动力学模型 系统辨识 最小二乘 自适应免疫遗传算法

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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

15

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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大型运输机考虑控制律的滚转机动载荷仿真研究

16

作者 谭林林 《机械设计与制造工程》 2022年第11期57-60,共4页

滚转机动载荷是进行飞机结构强度设计的基础,随着飞机的操纵系统从机械或助力操纵系统转变为电传操纵系统,传统的单自由度滚转机动载荷仿真分析方法已不再适用,需进行考虑控制律的滚转机动载荷仿真。基于此提出了一种以CS-25部25.349为... 滚转机动载荷是进行飞机结构强度设计的基础,随着飞机的操纵系统从机械或助力操纵系统转变为电传操纵系统,传统的单自由度滚转机动载荷仿真分析方法已不再适用,需进行考虑控制律的滚转机动载荷仿真。基于此提出了一种以CS-25部25.349为设计依据,以Dll动态链接库作为接口连接控制律,基于XML建立飞行动力学模型进行机动仿真分析的方法,并与传统的分析方法进行了对比。以某民机为例,通过滚转机动载荷试飞实测对比,证明了考虑控制律滚转机动载荷仿真方法的合理性和准确性,可完成适航验证。 展开更多

关键词 滚转机动载荷设计 电传操纵系统 飞行动力学模型 载荷试飞 适航验证

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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

17

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

18

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

19

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

原文传递

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

20

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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