基于任务评定的战斗机大迎角飞行控制律设计方法

针对现代战斗机大迎角机动的飞行控制设计问题,在角速率指令非线性动态逆控制律基础上,引入表征期望飞行品质的理想参考模型,构成了模型参考动态逆飞行控制律,并借助基于任务的飞行品质评定方法完成了控制参数的整定,从而实现了对飞机大迎角机动的控制.对设计结果进行了时域和频域仿真,并使用基于任务的飞行品质评定方法对闭环系统的飞行品质进行了评定,验证了控制律设计的有效性.通过不同任务下评定结果的对比,说明了这一方法在揭示飞机大迎角飞行品质特性和特定任务对飞行控制律的特殊要求这两方面的优越性,可用于战斗机大迎角机动的非线性飞行控制律设计与飞行品质的评定.      

小展弦比飞翼战机滚转轴操纵效能需求特性

基于MIL-STD-1797A中关于Ⅳ类飞机的飞行品质规范,对小展弦比飞翼战机的滚转轴操纵效能进行了研究.建立了滚转性能要求和滚转操纵效能要求之间的关系,由于翼身融为一体,飞翼的滚转轴转动惯量通常比常规战斗机大很多,因此其对滚转轴操纵效能的需求更大;由于取消了垂尾,小展弦比飞翼的横向静稳定性较小,操纵面偏转产生的侧力也较小;由于采用多组新型操纵面及控制分配技术,飞翼战机可以实现三轴操纵解耦;因此在侧风起降、非对称装载情形下,与常规飞机相比,小展弦比飞翼战机对滚转轴操纵效能的需求具有诸多新特点.     

遥控模式下无人机系统纵向飞行品质评定

建立了无人机系统模型,根据通信数据链存在时延、无人机飞行员不能直接感受到无人机的过载信息等特点,参照有人驾驶飞机飞行品质准则,提出了遥控模式下无人机系统纵向飞行品质的评定方法.对某算例无人机系统的纵向短周期飞行品质及驾驶员诱发振荡(PIO,Pilot-induced Oscillations)趋势进行了评定及分析.结果表明:通信数据链对无人机系统的短周期频率、阻尼等特性的影响较小;但是,无人机飞行员在地面控制站遥控操纵无人机时,通信数据链时延会增加无人机系统的延迟时间,导致闭环操纵的短周期飞行品质发生降级,并具有PIO倾向;为避免发生PIO,应避免无人机在遥控模式下执行快速机动飞行任务.     

综合飞行推力矢量控制系统设计与仿真

对带推力矢量控制的飞控设计问题进行了研究.按飞机状态变化快慢将其分成快变和慢状态,然后采用非线性动态逆理论分别进行设计.针对战斗机大迎角飞行,以及将所设计控制律联入综合飞行/火力控制系统的瞄准攻击过程在六自由度全量飞机方程上进行数学仿真.仿真结果表明,综合飞行/推力矢量控制可实现战斗机大迎角飞行,并能够满足综合飞行/火力控制系统性能需求,所采用的设计方法在工程上具有应用前景.     

基于缩比模型的全尺寸飞机纵向Ⅰ类PIO预测

驾驶员诱发振荡（PIO）对飞机的飞行安全构成严重威胁，在进行全尺寸飞机PIO特性评估飞行试验之前，利用与全尺寸飞机动力学相似的缩比模型进行飞行试验，对全尺寸飞机的PIO特性进行初步评估，可以达到节约试验成本和降低试验风险的目的。针对驾驶杆操纵到指令形成过程中的时间延迟这一因素诱发的纵向Ⅰ类PIO，选取带宽准则和Neal-Smith准则作为评定准则，分析了全尺寸飞机和缩比模型对应PIO评定参数的相似比例关系，并建立了基于缩比模型的全尺寸飞机纵向Ⅰ类PIO预测方法。以某型军用运输机及其缩比模型作为算例飞机进行了仿真验证，验证结果表明:分析得到的相似比例关系是正确的，基于缩比模型试验数据可以较为准确地评估全尺寸飞机的Ⅰ类PIO特性。      

基于虚拟飞行的混合翼身融合布局操稳特性

针对混合翼身融合布局面临的三轴运动耦合和大迎角失稳等潜在操稳问题，研制三自由度虚拟飞行试验系统，基于动力学相似模型开展纵向和横航向开环虚拟飞行试验，对飞机的本体操稳特性进行研究。结果表明：该混合翼身融合布局飞机纵向和航向开环操纵均存在三轴运动耦合现象。纵向操纵会引起大迎角极限环失稳现象，迎角振荡平衡位置约为28°、振荡幅值约为2.56°、振荡主频率为0.55 Hz，振荡过程中气动力呈现非定常特性；V型尾翼偏航操纵响应呈现横向运动幅值最大、偏航运动次之、俯仰运动最小的特点。     

现代战斗机的飞行试验

根据近几年新机飞行试验的工程实践,结合国外飞行试验的经验,叙述了现代战斗机飞行试验的特点,包括飞行试验的架次和周期,机载测试和地面实时监控,地面支持设施,它机试飞和组织管理;由于电传操纵显得更为突出的飞行试验技术,包括飞控系统稳定裕度、颤振和气动伺服弹性(ASE)、人机闭环飞行品质和大迎角试飞技术,提出了国内飞行试验工作方面目前存在的若干问题.      

一种预测驾驶员操纵行为的建模方法

在飞机设计中,应用驾驶员数学模型预测飞机飞行品质是避免人机系统出现不良耦合的重要途径之一.驾驶员神经网络模型是利用飞行模拟实验数据建立的驾驶员模型.基于该模型,针对纵向单通道俯仰跟踪任务,详细讨论了具有不同增益、不同短周期振荡频率飞机构型的驾驶员操纵行为变化规律.研究结果表明:对于特性相似的飞机构型,其驾驶员操纵特性也相似.因此,提出了一种利用相似构型的驾驶员操纵行为特性建立驾驶员预测模型的方法.通过对预测模型进行精度评价,可以证明采用本方法能够获得比较满意的驾驶员操纵行为特性预测结果.     

大展弦比飞翼作战飞机横航向飞行品质特性

基于MIL-STD-1797A飞行品质规范,开展了针对大展弦比飞翼作战飞机滚转轴和偏航轴飞行品质特性的研究.随着控制系统对系统动态特性调节作用的日益增强,由飞机构型所引起的动态响应特性差异已变得越来越小,飞翼飞机的闭环滚转模态、螺旋模态、滚转-螺旋耦合振荡、荷兰滚模态、驾驶员座位处的侧向加速度等均可达到较好的飞行品质,但稳态配平特性主要受构型的影响,不能完全满足飞行品质的要求;分析了大展弦比飞翼作战飞机在快速滚转、侧风起降和非对称推力情形下的对滚转轴和偏航轴操纵效能的要求,由于气动构型和操纵面配置等差异,大展弦比飞翼作战飞机在完成某些飞行任务时对操纵效能的需求与常规构型的飞机存在着较大差异.     

碟形飞行低速特性

碟形飞行器是一种新颖的,采用翼身融合布局的飞行器.为获得碟形飞行器在低速条件下的总体特性,对其进行了风洞测力和动导数测量试验,结合稳定性分析和模型试飞研究了其总体性能.研究结果表明:碟形飞行器最大升阻比为12.2,失速迎角28°,全机纵向模态稳定,横航向滚转模态和荷兰滚模态稳定,螺旋模态发散,具有良好的飞行品质和综合性能.     

飞机突防飞行非线性解耦控制系统的混合仿真研究

飞机低空突防作地形跟踪／回避飞行时，会出现纵向和横向运动的非线性交叉耦合，利用非疆性逆系统理论和现代最优控制理论可以设计一个飞行控制规律来解开这些耦合，主要讨论了这种线性解耦控制系统的混合仿真，给了用于仿真的数学模型以及仿真方法，对系统有无大气紊流扰动的解耦控制、系统对指令输入的跟踪、飞行品质等方面进行了探讨。结果表明，该控制规律在有无大气紊流影响时都能实现解耦，准确地跟踪期望的三维突防航迹，并具     

碟形飞行器横航向飞行品质

碟形飞行器是一种新颖的,采用翼身融合布局的飞行器。应用经典飞行动力学理论的线性化小扰动方法对碟形飞行器在低速条件下的横航向稳定特性进行了仿真计算,采用时域分析的方法对横航向模态进行了分析,得到了碟形飞行器的横航向飞行品质状况.同时将碟形飞行器同常规布局飞机和飞翼飞机的特性做了简要的对比,分析了碟形飞行器同二者的异同之处和产生的原因.研究结果表明,碟型飞行器具有良好的横航向飞行品质和综合性能.     

动力增升飞行LQG/LTR鲁棒控制器设计

研究线性高斯二次型回路传输恢复(LQG/LTR)鲁棒设计方法在动力增升阶段飞行/推进综合控制器设计中的应用问题,以带宽和Gibson准则作为基本的飞行品质指标,以奇异值作为鲁棒性指标,深入分析了基于LQG/LTR鲁棒控制的参数选择规律,包括姿态和速率指令的分配、前置滤波器的影响、扰动水平的预设、高频环节对系统鲁棒性和飞行品质的影响等问题.示例飞机构形的控制器设计结果表明:在LQG/LTR鲁棒飞行控制器设计过程中,适当选取响应类型参数和扰动水平因子,可以折衷飞机的飞行品质和鲁棒性能.      

驾驶员模型参数变化对飞机纵向着陆品质的影响

本文以装备纵向数字电传操纵系统(DFBW)的某验证机为实例,分析研究了该人-机闭环系统中驾驶员模型参数变化和可能出现的操纵差错对纵向着陆品质的影响。从而得出一些符合实际情况的结论。这些结论对新机研制和即将驾驶装备DFBW飞机的驾驶员是十分有益的。