飞机侧向偏离控制系统结构方案设计及仿真研究

为简要分析和初步设计飞机的侧向偏离(简称为侧偏)控制系统,采用简化的一自由度滚转角运动作为侧偏控制系统的内回路,并基于飞机近似的侧向协调控制,在增加飞机侧偏距离z的反馈后,构成了一种简化的飞机侧偏控制系统结构方案,建立了飞机侧偏控制规律,分析了其纠偏原理;在MATLAB平台下,对所设计的飞机侧偏控制系统进行大量仿真研究。仿真结果显示,所设计的飞机侧偏控制系统结构方案是合理可行的,并且具有一定抗干扰能力。     

飞机侧向波束导引控制系统结构方案及仿真

侧向波束导引控制系统是飞机在自动着陆时所采用的一种重要无线电波束导引系统。分析了侧向波束导引控制系统原理,基于飞机协调控制,构建一种侧向波束导引控制系统结构方案,在 MATLAB平台下,对所设计的侧向波束导引控制系统进行大量仿真研究。仿真结果显示,所设计的侧向波束导引控制系统结构是合理的,当其侧向耦合器结构参数设置准确时,可很好地改善导引控制系统的稳定性及动态品质。     

一种飞机侧向增稳系统设计方案及仿真验证

具有三角翼、大后掠角等气动布局特点的现代超音速飞机虽然解决了飞行速度问题,但同时极易出现高空飞行的荷兰滚阻尼、航/横侧向静稳定性减小、滚摆比变大等问题。为改善飞机航/横侧运动的飞行品质,基于飞机滚转和偏航两通道的相互交联,将滚转通道舵偏信号引入偏航通道,以增强偏航角速度反馈信号,增加飞机转弯的协调性,进而设计了一种高速飞机航/横侧向增稳控制系统。通过进行大量仿真,验证了所设计的飞机航/横侧向增稳控制系统结构简单合理,在其控制规律传动比等参数选择合理时,飞机航/横侧向飞行品质良好。     

飞机侧向参数自适应控制增稳系统的设计与研究

本文主要为某超音速喷气机设计了侧向控制增稳系统的参数自适应方案,并作了数字仿真研究。目的就是应用自适应控制原理,保证飞机即使在侧向参数发生较大变化且受到外界扰动的条件下仍具有良好的飞行品质。 文中对方案的确定、增益初值的选取、控制规律的选择、自适应算法的选定以及确定方程中待辨参数的个数等问题作了分析。对飞机作定高、定速和定高、变速（减速）飞行时进行协调转弯的情况作了研究。当飞机受到随机侧风或常值侧风扰动时,也作了同上研究,并进行了对比。此外,对飞机侧向参数自适应控制增稳系统的微机实现问题作了研究,并对微机系统的设计方案进行了论证。采用Z8000型微机对滚动通道的自适应控制算法进行了试算,结果验证了其计算精度可以满足自适应侧向控制增稳系统的要求。     

基于开环补偿的飞机偏航角控制系统设计及仿真

飞机侧向姿态运动的有关侧向力、力矩具有较强耦合性,且基于副翼、方向舵对侧向运动实施控制,侧向运动这些特点必然导致侧向控制系统设计的复杂性。为设计飞机偏航角侧向姿态控制系统,首先,基于飞机侧向运动的动力学方程组,建立了飞机侧向姿态控制系统全面运动结构图;然后,在分析全面运动结构图基础上,基于开环补偿原理,设计了一种飞机偏航角侧向姿态控制系统,即通过引入交叉传动比,将滚转通道的γ信号引入偏航通道,通过调节来实现基本协调转弯的控制结构方案;最后,在Matlab平台下,对所设计的飞机偏航角侧向姿态控制系统进行了大量仿真研究。仿真结果显示,通过调节可减弱飞机滚转运动和偏航运动的耦合影响,基于开环补偿的飞机偏航角侧向姿态控制系统是合理可行的。     

某机横侧向增稳系统控制律的设计

结合某机横侧向增稳系统控制律的设计作为实例，分析了飞机横侧向增稳系统反馈参数的选择及其对飞行品质的影响。给出了经试飞验证后的控制律参数的选择结果，并对有无增稳系统时飞机的横侧向飞行品质进行了对比，得出了横侧向增稳系统可以明显地改善飞机的荷兰滚模态品质，使之达到１级品质要求的结论。     

飞机γ角姿态控制系统方案设计及仿真

在简要分析飞机侧向控制系统运动模态基础上,对飞机γ角姿态控制系统结构方案进行设计并进行仿真验证。仿真结果显示,所设计的飞机γ角姿态控制系统结构方案及其控制规律具有良好抗干扰能力,是合理有效的,从而提出对飞行状态变化剧烈的飞机,应采用控制规律调参措施。     

歼×机进场时侧向航迹稳定性的初步研究

本文以歼×机为例,用根轨迹法配合特征矢量法,探讨飞机进场着陆前,为保持飞机侧向航迹,驾驶员或自动器应采用的操纵规律。文中分析了各种反馈信号对飞机侧向航迹动态特性影响,最后得出采用δ_x=k_x~(ωx)·ωx+k_x~γ·γ-k_x~ψψ+k_x~z·Z调节规律,控制飞机侧向航迹稳定性较好。     

基于交叉补偿的开环加闭环反馈控制的协调转弯结构方案设计及仿真验证

现代飞机气动布局的设计导致其荷兰滚运动模态的振荡阻尼减小,使其侧向机动性、协调转弯等控制性能变差。为改善侧向控制系统性能,提高飞机的协调转弯能力,在简要分析早期侧滑转弯姿态控制系统存在的缺陷基础上,基于飞机协调转弯原理,采用开环补偿加闭环负反馈控制思想,设计了一种飞机协调转弯控制方案,该方案增大了飞机荷兰滚运动模态阻尼,减小或基本消除飞机转弯过程中的侧滑,提高飞机协调转弯控制性能。大量仿真显示,所设计的飞机协调转弯控制方案设计是合理可行的。     

非线性自适应控制在无尾飞控系统中的应用

无尾飞机是新型飞机的研究方向,由于其没有尾翼甚至机身,导致横侧向模态自身以及横侧向模态与纵向模态之间存有强耦合非线性特性。将非线性自适应控制应用到无尾飞控系统中,结合MATLAB的仿真工具,对无尾飞机模型进行实时仿真,得到了相应的仿真曲线。通过对仿真曲线的分析,验证了该控制方法在无尾飞控系统应用中的可行性。     

侧向风速对飞机尾流运动的影响

为了使机场雷达能实时探测和定位飞机尾流,对飞机飞行环境进行合理假设后提出了一个仿真尾流的保守被动模型,该模型能很好地描述尾流中水蒸气等物质的运动演化规律。综合考虑大气环境中风速对尾流的影响,利用该仿真模型对尾流进行了实时仿真,得到了不同侧向风速情况下,不同时刻尾流的状态分布等重要特性。通过分析侧向风速对飞机尾流运动过程的影响,证明了当侧向风速为1.0~3.0 m/s时是最危险的,所得结论可为飞机飞行过程中避免尾流的影响提供理论依据。     

高空无人驾驶飞机侧向控制规律分析

本文用飞行力学的处理方法,对一种高空无人驾驶侦察机(以下简称无人机)的侧向制规律的特点进行了分析。重点是分析飞机不对称(因工艺误差,或重复使用时残存的不对称)产生的干扰侧力△C_z,干扰力矩△(?)_s和△(?)_y(均以无因次系数表示),以及在投放初始值β_(10),ω_(x0),ω_(y0),γ_0和ψ_0等的作用下系统的航迹偏角ψ_s和飞机重心侧向位移Z的静差。本文对加上侧向控制规律后,对飞机动态品质的影响也进行了分析,并提出了改进原控制规律的设想。其分析结果可供系统设计者综合方案时参考。     

BAe146型飞机的偏航阻尼器系统

BAe146型飞机的偏航阻尼器系统是英国 Smiths 公司生产的由两套独立而又有机结合的双重系统组成。它们分别感受偏航率和侧向加速度信号,共同自动控制飞机的方向舵面,保持飞机的偏航稳定性。在飞机转弯状态,根据飞机的横滚坡度和横滚率自动转动方向舵,防止飞机侧滑。因此,该系统通常从起飞到着陆的整个飞行航段都要使用。     

偏航阻尼器对飞机飞行品质的改善

本文以运×飞机为例,就大型运输机偏航阻尼器的设计原则进行论述。内容包括:阻尼器调节规律到可能具有的形式;各种规律对飞机飞行品质的影响;偏航阻尼器——导航联试实物模拟;阻尼器调节规律的确定等。最后证实了阻尼器确实改善了飞机的飞行品质特性。     

某型飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律设计与仿真

现代飞机越来越复杂的飞行任务对飞机控制系统性能提出了更高要求,而飞机控制系统性能的好坏与飞机自动驾驶仪控制规律设计的优劣关系密切.为此,对某型飞机自动驾驶仪的比例式控制规律进行了分析和设计,仿真研究了控制规律中的速率反馈及位置反馈的作用和选取原则,进而设计出性能良好的飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律.通过大量仿真比较...     

某型直升机侧向制导系统控制律设计

飞机导航系统改装时,如何使先进的导航系统与原机的自动驾驶仪交联,使飞机具有侧向制导能力,是目前国内飞机改装设计中有待研究的主要课题之一。本文系统介绍了解决这一课题中控制律仿真设计方法。     

基于能量的飞机横侧向控制方法研究

结合偏差控制与总能量解耦思想,将总能量控制原理应用于飞机的横侧向控制,实现了滚转与偏航模态解耦及偏航角、侧滑角的无稳差控制。对某型运输机典型飞行状态进行了横侧向解耦控制律设计和仿真,仿真结果表明,基于飞机纵向总能量控制同样能用于飞机的横侧向飞行控制,较好地实现了偏航角和侧滑角的信号跟踪及滚转与偏航模态的解耦。     

一种飞机低空下滑定高控制方案改进设计及仿真

飞机低空下滑定高飞行是飞机着陆飞行阶段中的重要一环,其下滑改平飞行轨迹的优劣及轨迹控制精度的高低对飞机的安全着陆至关重要。为此设计了一种低空下滑定高控制方案,即:内回路采用均衡式反馈舵回路,外回路加入俯仰角信号+延迟接入高度定高系统的控制方案。为验证该结构方案的准确性,对其作了大量仿真研究,仿真结果显示,所设计的结构方案及其控制规律可使下滑定高控制系统的动、静态性能得到明显改善。     

大型运输机推力不对称补偿控制律设计

为了补偿推力不对称对大型飞机造成的影响,基于推力不对称对飞机姿态及运动的影响分析,提出了引入侧滑角反馈的横航向控制律补偿方案,并进行了仿真验证。仿真结果表明,补偿后的控制律能够减小侧向偏离、侧滑角及滚转角,保持航向和飞行姿态,从而减轻了飞行员负担,保证了飞行安全。     

保持飞行迎角恒定的飞行/推力综合控制

迎角恒定的飞行 /推力综合控制能明显地改善飞机机动能力 ,使飞行轨迹对姿态有快速精确响应。论述了具有迎角恒定动力补偿系统的工作原理 ,研究其控制规律及设计方法 ,并与速度恒定的动力补偿系统进行比较。以舰载飞机自动进近着舰系统的动力补偿为例 ,给出了仿真验证的结果。