舰载机综合复飞决策研究

舰载机在着舰过程中,由于种种干扰偏离理想下滑轨迹后,飞行员必须及时准确地作出复飞决策并采取相应的动作。针对这一问题,对已有的复飞下边界准则进行了进一步的完善,并推导和确定了复飞上边界准则。然后首次将基于小扰动动力学模型的着舰系统与基于终端预估方程的复飞决策系统相结合,设计了基于改进型复飞边界准则的综合复飞决策系统,得到了相应的综合复飞区及复飞边界,并针对不同着舰情况对综合复飞决策系统进行了仿真验证。结果表明,该系统能够及时判断出舰载机是否进入复飞区,复飞是否安全,从而大大提高了舰载机的着舰效率和着舰安全性。     

舰载机复飞决策研究

舰载机在着舰下滑过程中,由于恶劣着舰环境影响或飞行员技术失误而有可能严重偏离理想下滑道,若未能及时复飞就会发生撞舰的危险。基于小扰动方程建立了舰载机复飞仿真模型,对影响舰载机复飞包线的因素进行了分析,在此基础上对复飞决策系统进行了算例验证。结果表明:该系统能够及时、准确地发出复飞信号,有效地降低着舰事故的发生,同时,对着舰信号官(LSO)指挥舰载机复飞也有很大的辅助作用。     

舰载机复飞特性研究及仿真分析

对舰载机复飞特性进行了研究。在建立舰载机着舰复飞非线性飞行动力学模型以及舰尾气流模型的基础上,分析了下滑角变化和舰尾气流对舰载机复飞特性的影响。仿真结果表明,下滑角变化和舰尾气流对舰载机的迎角、俯仰角和飞行轨迹产生影响。     

舰载机自动复飞决策技术研究

为保证舰载机着舰安全,下滑过程中复飞决策系统应能自动、及时进行复飞决策,发出复飞信号,实施复飞操纵。文中针对舰载机自动复飞决策技术进行了研究。主要研究了复飞决策判别准则和复飞决策技术的策略,并在Mallab／Simulink环境下建立了仿真模型,进行了仿真验证。仿真结果表明：复飞决策系统能够替代LSO,具有及时发出复飞告警、抑制着舰事故发生的能力。     

舰载机智能复飞决策技术研究

为了进一步改进复飞技术,针对复飞环境,提出了一种在原军用推力操纵的基础上,加入具有保持迎角恒定的升降舵模糊控制的复飞系统,从而有效地增强了低动压状态下飞机的机动能力。给出了复飞决策准则,设计了基于模糊控制的复飞决策系统,并对具有该复飞决策系统的舰载机自动着舰导引系统进行了仿真验证。结果表明,该复飞决策系统明显地缩小了复飞边界区,大大提高了着舰和复飞的安全性,可实现自动复飞,减轻了飞行员的负担。     

舰载机复飞/逃逸技术

舰载机在海上航母甲板的复杂动态进近着舰环境中,常常需要复飞/逃逸.该文研究了舰载机逃逸复飞条件及复飞边界状态,给出了基于舰载机小扰动动力学的复飞区的确定方法及复飞决策系统的工作逻辑和流程.     

阻拦索断裂对螺旋桨舰载机着舰安全影响数值分析

喷气动力舰载机着舰拦阻滑跑，如阻拦索断裂，其逃逸复飞的概率极小。螺旋桨动力舰载机零升阻力大，推重比小，其安全复飞的能力值得研究。本文基于建立的螺旋桨舰载机逃逸复飞仿真模型（含阻拦索工作模型、发动机动力响应模型、升降舵操纵模型与气动力的动力影响修正模型），数值模拟了E-2C舰载预警机着舰阻拦索断裂情况下，其逃逸复飞的过程。仿真计算显示对象飞机在不同气动力、离舰速度与舵面操纵逻辑状态下，其纵向动力学方程中敏感参数与航迹下沉量的动态变化，结合视频数据分析其复飞成功的原因。研究表明：动力对螺旋桨舰载机俯仰力矩与升力特性的影响是其逃逸复飞成功的关键。动力影响使对象飞机的俯仰力矩曲线上移0.15，8°迎角下纵向静稳定性减小85%，升力线斜率增大29.7%、最大升力系数增大39%。这显著改善了螺旋桨飞机逃逸复飞状态下俯仰操纵的敏捷性，升降舵操纵效率与失速特性。动力影响使螺旋桨舰载机可在较小的加速度、离舰速度与有限的留空时间情况下，迅速改变其航迹角，减小航迹下沉量，保证逃逸复飞安全。     

低空复杂气象环境下舰载机着舰多重安全边界

从气象环境、海况、航母运动、舰尾流等方面对舰载机着舰安全的影响出发,分析了低空复杂气象环境下舰载机着舰致灾物理链路的影响因素和规律,提出了多重安全边界的概念。结合相应的物理机理,按照飞机性能恶化的影响程度、飞行操纵的影响程度对安全边界进行了多属性划分,进一步梳理了多重安全边界研究需解决的主要关键问题,提出了未来的研究方向,为飞行操纵、控制方法设计、分级优化保护、安全性设计提供了重要的理论参考依据。     

舰尾流影响下的舰载机着舰控制与仿真研究

舰载机着舰时处于“低速大迎角下滑”的飞行状态,飞机的操纵性下降,加上舰尾雄鸡尾流的干扰,如果不能很好地控制很可能造成着舰失败。搭建考虑高度影响的舰载机着舰动力学模型,从“力与运动的动态关系”和“能量转换”两个角度进行舰载机着舰过程物理机理的研究,并利用模糊PID控制器的快速收敛能力对比分析迎角、速度和高度三个反馈量,升降舵和油门杆两个控制量,共六个控制通道的控制机理和内在关系,得出它们的优劣势和适用情况。进行有风扰动下的控制仿真及分析,筛选出油门杆高度反馈PID控制器作为舰尾流扰动下的控制系统,仿真结果验证了该控制器的有效性。     

基于相似构型决策的舰载机驾驶员建模与评估

舰船运动和舰尾流等复杂海况是影响舰载机着舰难易度和精确度的重要因素，建立驾驶员着舰控制行为模型并构建人机闭环系统是评估复杂海况对驾驶员操纵负荷影响的有效手段。此外，新一代舰载机存在多种构型配置，并且即便是同一飞机其每次开始着舰时也可能处于不同的质量和气动构型下，因此在驾驶员建模中有必要考虑飞机构型变化。针对舰载机着舰操纵负荷评估问题，基于飞行试验手段和频域计算方法，建立了纵向俯仰跟踪的Hess结构驾驶员模型。考虑飞机着舰构型的变化，基于CAP准则和控制扩展方法，构建了舰载机典型构型库，并应用驾驶员在环仿真试验建立了与各飞机构型匹配的驾驶员模型，形成驾驶员模型库。在此基础上，给出了相似构型决策准则和方法，提出了针对指定飞机构型的驾驶员行为模型预测方法。针对舰载机在复杂海况下的着舰任务开展仿真分析，结果表明，本文方法能够支撑研究不同舰载机构型的操纵负荷的影响。     

舰载飞机复飞决策与操纵研究

对舰载飞机着舰时的复飞决策、复飞操纵问题进行了研究。在建立舰载飞机着舰复飞的非线性飞行动力学模型的基础上,讨论了复飞包线的生成方法,重点研究了复飞操纵动作对复飞包线的影响,对不同的操纵方法进行了计算和比较,建立了复飞时最优的操纵规律及相应的复飞包线,开发了复飞决策及操纵模拟系统,对上述方法进行了模拟验证。仿真计算表明,优化操纵升降舵可以极大地缩小复飞危险区域,采用模糊控制器则可实现自动复飞。     

舰尾流对舰载机着舰轨迹和动态响应的影响研究

建立了飞机着舰下滑穿越舰尾流的六自由度飞行动力学模型.引入舰尾流数学模型,对下滑着舰过程进行了动态仿真.结果表明,舰尾流的周期性分量、稳态分量和随机大气紊流分量是飞机迎角和姿态变化的主要因素,最终导致实际着舰点偏离理想着舰点.     

基于直接升力与动态逆的舰尾流抑制方法

在复杂的作战和着舰环境下,舰尾气流扰动是着舰误差的最主要来源之一。如果在着舰下滑阶段利用直接升力控制（DLC）的快速性和解耦性能力,可以极大地减轻飞行员着舰操纵负担并且提高着舰最后阶段对舰尾流的抑制能力。从航迹调节和姿态稳定的解耦角度出发,提出在非线性动态逆（NDI）控制框架下实现基于直接升力的着舰控制律方法,并通过建立含有舰尾流扰动的E-2C全量飞机仿真模型进行验证。结果表明：在非线性动态逆控制中引入直接升力的舰载机着舰控制律,可以实现在着舰下滑阶段姿态稳定的同时,通过直接升力快速解耦调节航迹误差,并且在引入舰尾流干扰的情况下,具有快速修正下滑倾角误差、抑制舰尾流干扰的能力,最终达到显著提高着舰精度的效果。     

Wingtip generated wake vortices as radar target

Previous radar wake vortex detection experiments have resulted in measured beam averaged values of radar reflectivity from wake vortices in clear air. We have employed average wind and thermodynamic variable output from a two dimensional wake vortex model in clear air and fog to predict radar reflectivity in a wake vortex on a one meter grid. The results agree well, compared to data in the literature. In the clear air case, scales of turbulence were analyzed at each grid point to determine the appropriate maximum radar frequency for detection, initial wake structure, transport, and vortex persistence are related to atmospheric winds, atmospheric stability, and generating aircraft characteristics     

舰尾流环境中载机纵向QFT/TECS控制系统设计

为了消除舰尾流对载机着舰过程产生的影响,同时完成低动压状态下飞行速度与高度的解耦工作,基于定量反馈理论/总能量控制理论(QFT/TECS)设计了纵向着舰控制系统。针对着舰过程中数学模型所具有的不确定因素及舰尾流对下滑航迹的影响,以载机高度变化率为控制对象,使用定量反馈理论结合推力补偿系统进行了内回路鲁棒控制律设计。外回路控制律设计是以总能量控制理论为基础,通过粒子群优化算法对待调控制参数进行寻优,进而实现了对高度、速度等参数的精确控制,完成了载机纵向着舰轨迹与速度的解耦工作。仿真结果表明,该控制律在拥有较强的鲁棒性的基础上具有良好的解耦控制能力,实现了载机着舰段的高度与速度的解耦控制,明显提高了载机对着舰轨迹的跟踪能力,可满足不确定条件下载机的着舰要求。     

进化算法在航路飞机排序中的应用

讨论了空中交通流量管理中在航路交汇点上的飞机排序问题。利用进化思想建立航路交汇点的数学模型,在遵循飞机尾流间隔要求的情况下,找到更合理的飞机通过航路交汇点的次序。算法采用特殊的进化算子和目标函数,以便能够满足空中交通管制实时性的要求。仿真结果表明,该算法排序效果好、效率高,达到了预期目的。     

CFD在螺旋桨飞机滑流影响研究中的应用

通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，计算了非定常滑流对某飞机巡航构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动，采用了动态重叠网格技术，并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率。将计算结果与试验结果相比较，在线性段，计算得到的升力系数与试验值总体偏差不超过2%，阻力系数相对试验值而言整体偏大，基本控制在8%左右，俯仰力矩系数的计算结果与试验值趋势一致。总结了滑流对螺旋桨飞机宏观气动特性的影响规律，由于滑流在空间发展过程中不断与周围空气相混合，使得滑流边界逐渐"模糊"，因此滑流流管在空间发展过程中的巨大畸变对滑流影响的分析工作带来了难度。针对这种现象，本文将有/无滑流的流场进行对比，通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界，以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释由于滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象，初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点，在螺旋桨飞机非定常滑流影响机理研究方面具有一定的参考价值。     

超视距空战条件下舰载机空中巡逻研究

根据超视距空战条件下舰载机空中巡逻的特点,建立舰载机空中巡逻的战术行为模型；采用蒙特卡洛法对巡逻效果进行模拟统计,分析雷达最远发现距离、巡逻区间距、舰载机定常平飞距离、巡逻飞行航线类型与飞行协同方式对舰载机空中巡逻效果的影响；最终给出超视距协同空战条件下,舰载机空中巡逻的组织方法。