直接力与推力矢量复合控制技术研究

随着飞行器控制技术的发展,直接力、推力矢量等控制执行技术在飞行器控制领域得到广泛应用。直接力与推力矢量都具有对飞行器姿态控制效率高、精度好等优点,但推力矢量对姿态控制的响应速度不如直接力响应快,而直接力长时间开启会消耗大量燃料。结合直接力与推力矢量的控制特点,设计了直接力与推力矢量复合控制策略。以某飞行器为研究对象,建立了飞行器的动力学与运动学模型以及直接力与推力矢量模型,提出了直接力/矢量推力复合控制技术的分配策略。经仿真验证表明,复合控制方法及控制分配策略使控制系统具有较快的响应速度和控制精度。     

碟形飞行器复合控制主次分配策略

针对碟形飞行器复合控制系统中变质量矩控制子系统的响应特点,提出了变质量矩,推力矢量复合控制的主次分配策略。仿真研究表明,这一分配策略不仅克服了变质量矩控制子系统的扰动影响,而且能够实现变质量矩控制和推力矢量控制两种控制方式的优势互补,达到了良好的控制性能。     

一类静不稳定系统的预测控制方法研究

碟形飞行器是一类较为特别的静不稳定系统,在系统数学模型存在较大偏差的情况下,常规的预测控制设计思路难以获得理想控制效果。针对这类系统,论文提出了一种预测控制设计方法,并利用该方法设计了碟形飞行器变质量矩,推力矢量复合控制的预测控制系统。仿真表明,当飞行器存在建模误差时,该系统仍能够获得较好的控制性能。     

姿控式直接侧向力与气动力复合控制策略设计

针对自旋导弹直接侧向力与气动力复合控制问题,提出一种分阶段复合控制策略,该策略充分考虑了直接侧向力离散控制和空气舵连续控制的特点,将弹体迎角和侧滑角响应过程分为上升段和保持段以实现快速精确跟踪。上升段考虑固体脉冲发动机的快响应特性,利用整数线性规划(ILP)得到了需要开启的脉冲发动机数量,产生直接侧向力控制导弹快速建立迎角和侧滑角。保持段则基于动态逆控制和自抗扰控制技术,通过空气舵控制迎角和侧滑角稳定在期望值,以克服侧向喷流干扰效应和大迎角飞行带来的非线性耦合的影响。仿真结果表明,依靠直接侧向力与气动力的分时串联作用,可以有效地抑制复合系统的外扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

碟形飞行器复合控制系统的控制分配策略研究

碟形飞行器复合控制系统是一个高度非线性的多输入系统,通过对碟形飞行器所受合外力和力矩的分析并根据纵向运动假设得到碟形飞行器纵向运动简化方程,进行小偏差线性化得到纵向通道变质量矩/推力矢量复合控制线性化方程。针对两类执行机构如何协调控制这一难题,文章采用控制分配思想在结构上对碟形飞行器复合控制系统进行了优化,并分别采用了广义逆控制分配方法和基于二次规划的直接最优分配方法进行了仿真研究,结果表明控制分配方法能有效地协调两类执行机构的控制,并具有较强的鲁棒性。     

直接侧向力/气动力复合控制影响因素研究

为分析直接侧向力/气动力复合控制中的影响因素对控制效果的影响,给出了复合控制拦截器的典型布局,建立了直接侧向力/气动力复合控制分配模型;采用自适应动态逆方法形成虚拟控制律实现拦截器姿态控制,并进行了仿真验证与分析。仿真结果表明,不同发动机总数、发动机开关机周期和推力大小等因素对最终控制效果有直接的影响,且发动机开关机周期与推力的共同作用对控制效果影响明显。     

一类碟型飞行器质量/推力矢量复合控制研究

推导了基于质量／推力矢量复合控制的一类碟型飞行器空间六自由度运动动力学方程。以纵向运动为例，对模型进行了合理简化，进行了稳定性分析和控制器设计．给出了某一特征点上质量控制、推力矢量控制、质量／推力矢量复合控制的仿真曲线．最后进行了纵向运动飞行仿真，给出纵向运动实际飞行轨迹和理想飞行轨迹的对比仿真曲线．证明了控制器设计的有效性。     

推力协同的大柔性飞行器纵向姿态控制

为了研究大柔性飞行器飞行/结构耦合动力学特性,提出了改进的面向控制的大柔性飞行器多体模型,开展了大柔性飞行器纵向动力学耦合特性分析与推力协同下纵向姿态控制律设计。采用二面角动态近似描述大柔性飞行器结构动力学特征,并推导了纵向耦合动力学模型。根据改进模型在配平点处的线性化模型,分析了飞行/结构耦合系统的纵向稳定性与结构变形量之间的关系。针对大柔性飞行器姿态稳定与跟踪,设计了纵向姿态控制器。与常规飞行器相比,大柔性飞行器飞行过程中会发生大变形,当载荷较大时,配平构型近似“U”形,此时纵向动力学具有长周期不稳定的特征。分析结果表明:大柔性飞行器各模态之间的耦合程度随着变形的增大而增大。此外,纵向姿态控制需要升降舵与推力协同控制速度和俯仰角并且考虑结构动力学的影响,否则飞行/结构的耦合作用会导致姿态跟踪误差衰减缓慢甚至发散。      

动力学解耦的改进直接力控制

 提出了一种动力学解耦的改进直接力控制技术,通过对传统直接力控制技术的改进,引入翼面气动力闭环控制回路,使空气动力学模型与刚体动力学模型分离,避免了空气动力学模型的不确定性和非线性耦合对控制系统的影响,并针对建模精度较高的刚体动力学模型进行动力学解耦和控制,在此基础上构建了分层递阶控制系统。根据翼面气动力可控特性分析结果,设计了基于广义逆的控制力分配算法,实现了控制力的有效分配,最后进行了仿真校验。仿真结果表明,基于逆动力学的直接力控制系统可以实现飞行器姿态运动和质心运动的解耦控制,并且具有较强的抗扰动能力和鲁棒性,具有良好的工程应用前景。     

小型无人飞行器风场扰动自适应控制方法

针对小型无人飞行器在执行任务时传感器测量精度低、受风场扰动影响大的问题,提出了一种利用矢量域与滑模控制相结合的复合控制方式,有效地实现了对小型无人飞行器的轨迹与航向的自适应跟踪。将复杂航迹分解为直线段与圆弧段分别构建矢量域,从而确定基于位置误差的航迹信息,并通过机载传感器获得状态和位置信息,利用滑模控制方法抑制风场扰动对小型无人飞行器的影响。试验结果表明,本文提出的控制算法能够保证阵风干扰情况下小型无人飞行器的航迹控制精度,同时具有良好的动态响应。     

中大功率航天电动伺服机构发展综述

随着新材料、新技术的发展,电动伺服机构在电传飞机、先进飞行器、推力矢量控制中得到成功的应用.对中大功率航天电动伺服机构在国内外的研究及应用情况进行了介绍.通过分析,在国外电动伺服机构的运用已经相当成熟,在国内中大功率电动伺服机构在航天应用中已初具规模,出现逐步取代液压伺服机构的趋势.     

飞机／发动机推力矢量综合控制方法的探讨

根据已有研究成果,给出了飞机/发动机推力矢量综合控制系统的结构与控制逻辑,提出了研制飞机/发动机推力矢量综合控制系统对矢量喷管控制的要求和实现方法,最后对研制工作提出了建议.     

基于机载自适应模型的航空发动机控制

航空发动机的性能蜕化会导致其性能变差，传统的控制方法使其不能满足飞机的推力需求。机载的发动机自适应模型利用卡尔曼滤波器，能准确估计发动机的性能蜕化，对机载模型进行修正使其输出与真实发动机保持一致。建立了发动机机载自适应模型，并将其加入控制回路，形成推力闭环控制，消除发动机性能蜕化对飞机性能的影响。仿真结果表明，机载模型能准确估计发动机额定特性情况以及性能蜕化情况下的推力，对发动机推力的直接控制克服了性能蜕化带来的影响。     

倾转旋翼机过渡段纵向姿态控制技术研究

针对倾转旋翼机既存在拉力矢量控制又存在气动舵控制的复杂操纵特性,在纵向模型的基础上,给出了过渡段操纵控制方案和过渡段转换控制方案。对过渡段平衡点进行配平,计算得出配平工作点处各通道的操纵量,并设计了走廊曲线。采用PID控制和模糊整定技术对过渡段飞行控制系统进行设计,实现了倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的平稳转换,并保持高度不变。仿真结果验证了所设计的过渡段控制方案的正确性和可行性。     

基于未知输入观测器的涡扇发动机直接推力控制

针对某型涡扇发动机,进行直接推力控制回路设计方法研究.基于未知输入观测器(UIO)原理建立了涡扇发动机机载模型和推力估计器,UIO通过解耦外界干扰实现了全飞行包线推力的准确估计;提出了直接推力闭环反馈控制的双回路结构设计方案,内环转速控制,外环推力控制,有利于实现各回路控制参数的独立设计.仿真验证结果表明:基于UIO的模型基涡扇发动机直接推力控制具有良好的控制稳定性和抗干扰性能,对于发动机不同工作点直接推力控制,推力控制误差不超过0.1%,转速控制偏差不超过0.2%.      

飞机总能量控制系统的研究Ⅰ——原理分析与系统设计

飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分析了总能量控制的基本思想,建立起包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,然后利用输出反馈和V规范型前馈解耦策略,对此系统进行解耦分析,设计出能实现飞行轨迹与速度间解耦控制的总能量控制律,并确定出系统的设计条件;最后以波音(Boeing)707飞机为对象,进行了具体的系统设计。     

S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。     

推力矢量控制飞行的仿真研究

针对推力矢量控制飞行进行了仿真研究。推力矢量参与飞行控制,提高了飞机过失速飞行控制能力。在已建立的飞机和部件级的推进系统模型的基础上,进行了过失速机动飞行仿真,对推进系统常规控制与稳定性控制作了对比。      

基于控制力矩陀螺的BTT飞行器协调转弯控制

针对倾斜转弯(BTT)飞行器进行横向机动时会产生侧滑角的问题,提出一种考虑通道耦合因素的协调转弯控制方法。采用了一种基于单框控制力矩陀螺(SGCMG)的侧滑角抑制执行机构来替代方向舵、矢量推力发动机等传统执行机构。建立了加装控制力矩陀螺的BTT飞行器横向机动时的多变量强耦合非线性倾斜转弯动力学模型。根据BTT飞行器横向机动时的协调转弯要求,设计了一种基于非线性反馈和线性二次型最优算法的解耦综合控制器。计算结果表明:协调转弯控制系统可实现滚转角指令的良好跟踪和侧滑角的有效抑制。     

超燃冲压发动机推力控制系统仿真研究

超燃冲压发动机是最具发展潜力的高超声速飞行器动力装置,具备性能优良的推力控制系统才能保证飞行器的安全自主飞行。为了实现在不同马赫数下的推力特性数值分析,根据飞行坡面建立由前体、进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成的发动机模型,并通过发动机进、出口的气流动量变化来推算发动机推力。同时为保证推力系统的稳定,根据经典控制算法设计了燃油内环PD控制回路和推力外环PI控制回路。闭环仿真结果表明:该推力控制系统的控制效果良好,能较好地模拟真实控制回路。