无人直升机LPV控制律设计

针对无人直升机航迹控制要求,提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法,通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制,实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型,模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合,用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统,基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算,在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型,通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动,采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验,仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性,无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。     

基于混合遗传算法的直升机前推/后拉配平

针对直升机配平模型为多元且初始值难以确定的非线性方程组,以及全局最优解不唯一等问题,发展了一种基于遗传算法/拟牛顿法的高效混合迭代算法。介绍了直升机各个模块动力学方程。其中在旋翼建模中,考虑实际飞行环境下桨叶的运动和操纵特性,以动态入流和叶素法为理论基础,建立了具有配平特性的旋翼气动力模型。基于直升机飞行仿真动力学模型,详细推导了前推/后拉的配平变量和约束方程。通过构造目标函数,将全机配平问题转化为优化问题。通过计算UH-60A直升机在前推/后拉的配平解,并与飞行测试数据进行比较验证。结果表明,前推配平结果与飞行数据有偏差,后拉配平结果与飞行数据吻合。旋翼非定常气动特性是引起总距和脚蹬配平计算误差的主要原因。建立的配平算法适用于直升机不同稳定飞行条件下的仿真。     

直升机机动飞行逆仿真研究

对直升机典型机动飞行做逆仿真数值计算与分析.逆仿真中采用了较为复杂的非线性飞行动力学模型,包括非均匀入流、机身非线性气动力以及包含机身运动耦合的旋翼挥舞运动与作用力模型.提出了与非线性模型相适应的逆仿真算法,并将组合迭代方法用于求解广义非线性代数方程组.对跨越障碍(pop-up)和180°水平转弯(level turn)机动进行机动性描述.以某型直升机为例,对跨越障碍和180°水平转弯两种典型的机动动作进行逆仿真计算与分析.     

多直升机协调吊挂系统飞行力学建模与特性分析

对多直升机协调吊挂系统中每一架直升机与外吊挂载荷分别建立他们的飞行动力学模型,将弹性吊索视为弹簧阻尼系统,建立弹性吊索数学模型;然后通过弹性吊索动力学将多直升机与吊挂载荷的运动耦合到一起,建立了通用的多直升机协调吊挂系统仿真模型;最后,针对单、四直升机协调吊挂系统建立了仿真验证模型,对直升机协调吊挂系统的稳定性、配平特性进行了分析.仿真结果表明外挂载荷对直升机的稳定性和配平特性产生了较大影响,通过分析证明了仿真结果的合理性,同时证明本文提出的多直升机协调吊挂系统飞行动力学建模方法的可行性.     

直升机动稳定性分析和增稳系统控制律设计

研究了无铰直升机动稳定性、操纵性和控制问题.在动稳定性计算分析的基础上,认识到定常飞行中的非稳定模态和增稳系统设计的必要性.在完成直升机非线性动力学建模之后,经小扰动线化得到直升机飞行控制状态方程,进行了直升机增稳系统等效导数的计算,性能分析和系统阶跃响应仿真.通过稳定性(增稳系统)设计,改善了直升机动稳定性, 其增稳性能满足设计规范中一级动态品质要求.     

基于高阶奇异值分解的LPV鲁棒控制器设计

针对高超声速飞行器线性变参数（LPV）模型建模中准确度与复杂度之间的矛盾性,提出了一种基于网格化张量及高阶奇异值分解（HOSVD）的凸多胞LPV模型建模及控制方法。首先基于雅可比线性化给出了大包线网格化模型的张量描述形式,然后提出了一种基于HOSVD的多胞LPV模型生成算法,将网格化模型表述为有限个线性时不变（LTI）顶点及权重函数的组合,并基于舍弃的奇异值给出了建模误差的指标,最后结合某航天飞机再入段六自由度非线性模型进行了大包线鲁棒LPV控制器设计与仿真验证,结果表明该方法可获得计算复杂度低且保证建模精度的LPV模型,设计的鲁棒变增益控制器能够使系统快速跟踪姿态角指令信号,并能够保证系统的稳定性和鲁棒性。      

气动布局参数对直升机飞行品质的影响

以UH-60A直升机为例,建立了适合于飞行品质评价的直升机非线性飞行动力学模型,对算例机模型进行配平验证,并计算了稳定性、操纵性导数.计算结果与参考数据吻合较好,证明模型可用.根据军用直升机飞行品质规范（GJB902—90）,选取的典型气动布局参数,计算了不同参数下的直升机的动态响应特性和操纵特性,分析了飞行品质对设计参数的敏感性.结果表明,旋翼高度对各项飞行品质指标都有明显的影响,降低尾桨高度能显著提升滚转操纵功效的品质等级,尾桨纵向位置是影响偏航操纵功效和偏航操纵灵敏度的主要因素.      

直升机人机协同控制方法研究与飞行验证

人机协同系统可以充分发挥人类智慧的优越性和机器人作业的高精度与高效率，被广泛应用于决策指挥、工业控制和医疗手术等领域。飞行员驾驶飞行器时需要实时处理大量信息并给出精准操控，操纵负担大。基于典型单旋翼直升机的操控特点，设计一种直升机协同驾驶机器人系统，驾驶机器人连接直升机周期变距杆控制直升机的俯仰运动和滚转运动，飞行员通过总距杆和脚蹬控制直升机的航向运动和升降运动。协同驾驶机器人可以在不改装原有直升机的基础上实现一种新型的人机协同飞行控制，快速提升现有直升机的自动化水平和飞行员在应急情况下的生存能力。研究驾驶机器人控制系统模型，建立适用于直升机人机协同控制的飞行模拟平台，通过飞行员在环飞行仿真初步验证了人机协同控制方法的可行性。在飞行仿真验证的基础上研制了驾驶机器人样机，并将样机搭载在SVH-4直升机上完成飞行实验验证。     

直升机飞行数值仿真中尾桨动力学模型探讨

针对常规单旋翼带尾桨直升机,通过对尾桨挥舞运动方程,尾桨动力入流模型,旋翼和机身在尾桨处侧沅的分析与计算,探讨尾桨动力学模型中不同因素对于直升机整机直线飞行状态的配平和驾驶员纵输入动态响应数值仿真精度的影响程度,为不同目的飞行数据仿真中尾桨动力学模型选取提供参考,本文以ＵＨ－６０Ａ直升机的算例进行了对比分析。     

对直升机动力学的现状与发展的分析

对以旋翼动力学和飞行动力学为主体的直升机动力学研究进展回顾。主要讨论与飞行力学有关的旋翼气动力模型，旋翼结构动力学、气动弹性力学、飞行动力学模型与控制以及飞行操纵与品质等方面的进展，分析它们的现状，供有关直升机研究人员参考。     

基于DE算法的共轴直升机模型辨识及精度分析

由于共轴直升机特有的旋翼布局引发了上下旋翼间强烈的气动干扰,采用传统的理论分析和风洞试验的方法难以获得适用于共轴直升机控制系统的飞行动力学模型.为此,设计了飞行扫频试验,根据飞行试验数据得到了悬停状态下包含共轴直升机飞行动力学模型耦合特性的非参数频率响应,运用仿生智能计算方法中的微分进化(DE,Differential Evolution)算法拟合频率响应建立了悬停状态下的共轴直升机状态空间模型.利用Cramer-Rao边界和不灵敏度的相关理论进行分析计算,说明辨识得到的参数具有较高的精度和可信度.通过比较辨识模型的输出和实际飞行数据的结果,说明辨识得到的模型能充分反映共轴直升机的飞行动力学特性,可用于飞行品质评估和飞控系统设计.     

风切变场中直升机前飞状态动态响应

为解决复杂风切变场中直升机运动的数值仿真,把握非线性直升机模型在风场中的响应特性,建立了一维、二维的风切变模型,采用直升机非线性飞行动力学模型,考虑直升机的控制系统,用四阶龙格－库塔法数值仿真直升机在风场中的前飞运动.对水平风和铅垂风的各个梯度场对响应的影响进行比较.结果表明,水平风和铅垂风的各个梯度场对响应的影响是不同的,此研究中二维空间的组合梯度场构成更为危险的飞行环境;在不同的情况下其作用是不可忽略的,尤其注意在低空飞行状态下对直升机飞行性能的影响.也进一步说明此数值仿真法对非线性直升机模型在复杂风场中响应研究实用有效.     

末端制导飞行轨迹的仿真与试飞

提出了战斗机完成制导装置末端制导阶段飞行轨迹的仿真和试飞方法.末端制导阶段的飞行轨迹要求进入段尽可能减小高度损失,并在俯冲段满足精确的轨迹跟踪.采用6自由度全量非线性方程,考虑纵向和横航向运动的相互耦合关系,通过对飞机的高速度、大俯冲角、大落差飞行全过程进行仿真研究,分析了3种利用滚转操纵进入俯冲的情况,获得了满足高精度飞行轨迹的操纵方案,即在进入段,先操纵副翼使滚转角接近180°,拉杆使俯冲角满足轨迹要求后,再反向操纵副翼使飞机正飞进入俯冲.通过飞行试验验证了方案的合理性和有效性.研究表明:该方法在保证飞行安全的前提下,提高了飞行轨迹精度和试飞效率.     

无人直升机综合飞行控制系统设计

提出遥控－自主控制型无人驾驶直升机控制－仿真综合飞行控制系统设计概念,基于无人直升机自身的控制－仿真综合飞控系统可进行工程闭环飞行仿真,不论在研制阶段或使用阶段都可对无人直升机系统的飞行性能、飞控系统硬软件特性及可靠性、任务飞行参数预设置等进行深入的验证,地面飞控人员也可以在真实的系统上进行逼真的训练。此外控制－仿真综合飞控系统能通过飞行实践不断完善系统性能和在线检测系统异常,提高飞行安全性。提出     

重型直升机-吊挂耦合系统闭环飞行品质分析

以CH-53A/D直升机为对象,研究重型直升机在增稳控制系统工作条件下外挂载荷运输飞行任务中的飞行品质问题。基于单质点吊挂假设和控制系统模型,建立了直升机-吊挂耦合闭环系统的非线性动力学模型。在该假设下,吊挂物引入了额外的自由度和约束,使方程增加为13阶的微分方程组。针对闭环状态下的耦合系统,进行了小扰动线性化处理,在此基础上进行了吊挂飞行操纵响应的时域特性和频域特性分析,参照军用旋翼飞行器驾驶品质要求（ADS-33E）的品质指标分析了吊挂物质量、吊挂绳长和直升机前飞速度对耦合系统飞行品质的影响。结果表明,吊挂物质量、吊挂绳长和前飞速度对于系统的时域特性以及各项操纵品质有不同程度的影响。      

飞机大机动飞行的一种模糊控制系统设计方法

在全飞行包线内大机动飞行时,飞机的飞行参数变化剧烈,飞机模型呈现出严重的非线性,采用常规控制方法不能保证在整个飞行包线内均取得良好的控制效果.本文提出了一种新的模糊控制方法.该方法将模糊控制函数的优化和模糊控制系统增益自适应调整集中于一体,可大大改善系统的品质和适应能力.该方法已用于综合飞行/推力系统设计.数字仿真结果表明,这种新型的模糊控制方法取得了良好的控制效果.