摘要：根据国内外直升机数学模型研究情况，从飞行动力学的角度分析直升机数学模型的特点。重点讨论了不同研究目的直升机飞行动力学建模的区别，即分别对以非实时数值仿真、实时数值仿真和控制律设计为目的的直升机模型进行分析，阐述其在模型的运动方程数学形式、子模型的复杂性和选取、模型精度以及模型的应用范围等方面的特点；并简要介绍了目前用于直升机飞行动力学特性研究的综合分析软件系统和试验相关性研究。

摘要：针对常规单旋翼带尾桨直升机 ,从复杂的飞行动力学非线性数学模型入手 ,采用数值方法在平衡点处求出线性模型 ;该线性模型包括传统的 6自由度刚性机体模型 ,还包括主桨和尾桨动力入流、主桨和尾桨挥舞自由度 ,其状态空间形式具有 2 5个状态变量 (简称 2 5状态模型 )。以某型直升机为例 ,对线性模型与非线性模型的时域动态响应 ,及 2 5状态高阶线性模型和传统 6自由度 9状态模型的特征值进行了比较 。

摘要：飞行器超声速飞行时,头部会产生强烈激波及激波阻力,对飞行器力学性能产生较大影响,阻碍飞行器提高飞行速度和增大飞行距离,产生额外能源消耗。系统研究头部形状对超声速飞行器力学性能的影响,采用5种不同的头部形状研究了超声速飞行器在Ma=2.0和Ma=4.0飞行时的力学性能,以及激波阻力和特性。试验结果表明:通过头部形状优化设计,可显著降低激波阻力;弹头长宽比是影响飞行器力学性能最显著的因素,母线形状次之。通过风洞纹影系统分析了头部形状对激波角及激波阻力的影响,结果表明,激波角越小,激波阻力越小。

摘要：研究了非线性飞行控制律的全局连续设计方法——分支裁剪技术。该方法以分叉分析和连续算法计算得到的飞行动力学系统平衡图为基础,采用特征结构配置方法设计全局调参的纵、横航向解耦反馈控制律,满足飞行品质要求,从而裁剪偏离运动对应的平衡分支;应用前馈控制修改平衡图的主分支形状,使系统输出根据设计要求跟踪操纵输入指令。控制律设计和仿真计算结果表明,采用分支裁剪技术可以系统把握飞行动力学系统的全局特性,在整个包线范围内便捷地设计初步的飞行控制律,为现代飞行器设计阶段的气动布局评估、控制效能确定、设计参数选择等研究工作提供基础。

摘要：介绍了仿真的技术及导弹飞行力学的相关理论、Matlab软件及其部分工具箱(RTW、Simulink等)的使用方法,通过Euler角、四元数等方法说明了导弹飞行力学各方程中变量的关系及其意义,结合具体要求设计了基于Matlab的某型导弹飞行动力学仿真模型库.

摘要：应用外弹道学、导弹飞行力学知识,提出了一种实现巡航导弹模拟靶无控平飞的设计方法,其主要思路是用予置平衡攻角α_0产生升力抵消靶弹的重力,用发动机推力补偿速度损失,并用陀螺舵、上反翼、重心下移等措施防止靶弹旋转,形成平飞。算例表明这种设计可获得相对平直且距离满足要求的弹道。

摘要：为满足模型的有效性和可操作性,提出了以个体为对象的质量矩再入飞行器(MMV)动力学分析方法,即依靠内力和过载等物理量定性分析并设计主要参数后,再写出姿态、滑块完整动力学方程。该方程在保证MMV机动性不变的前提下,降低了系统耦合性;以驱动滑块运动的内力为控制量的简化方程是仿射型非线性方程,与精确方程的状态响应相比迎角偏差在0.01°以内,因此该方法降低了自动驾驶仪的设计难度。

摘要：介绍了拖靶系统的基本组成,阐述了建立拖靶系统飞行动力学模型的意义。分别对拖机、拖靶及拖缆进行了受力分析,建立了数学模型并进行了合理假设和简化,分析了系统主要约束关系,可为拖靶系统设计及仿真研究提供参考。

摘要：随着计算机科学和计算流体力学的发展,以非定常数值模拟为核心,开展气动/运动/控制等多学科耦合的"数值虚拟飞行"模拟成为可能.数值虚拟飞行有助于飞行器设计师在设计之初和整个设计过程中分析和评估飞行器的非线性飞行力学和稳定性与控制性能.该文综述了国内外数值虚拟飞行中"气动/运动/控制"耦合的一体化模拟技术的研究进展,分析了其中的关键科学和技术问题,重点介绍了气动/运动/控制耦合一体化计算方法,并介绍了作者在一体化耦合计算方法方面取得的进展及初步应用情况.最后探讨了数值虚拟飞行中的一些挑战性问题,并对未来发展趋势进行了展望.可以预期,随着E级计算的到来,在不久的将来,数值虚拟飞行将给新型飞行器设计带来革命性的变化.

摘要：扩展Kalman滤波器(EKF)广泛地应用于卫星定姿问题,但它设计困难,且有发散性问题。该文应用一种采样变换(unscentedtransform,UT)设计了新的姿态确定滤波器UKF(unscentedKalmanfilter)。仿真对比结果表明,UKF滤波器定姿精度好于0.003°。其收敛速度大大高于EKF滤波器。而状态估计精度与EKF相当,方差估计优于EKF,且数值稳定性好。因此该滤波器可用于卫星快速机动过程的定姿。