推力矢量控制与飞机过失速动仿真研究

非线性动态逆为非线性系统控制律的设计提供了一种重要手段，针对过失速机动飞机探讨了非线性动态逆方法飞行控制系统设计中的应用。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性为为快慢不同的状态变量。对快变量应用非线性动态逆进行控制律设计是将飞机气动控制面和推力矢量控制作为输入；慢状态为量控制律的设计是利用状态变量作为输入。并采用伪逆的优化计算方法对各控制面的以限分配进行了搪塞。“Ｃｏｂｒａ”和“Ｈｅｒｂａｔ”两     

推力矢量飞机控制律设计及过失速机动仿真研究

利用四元数法建立了带推力矢量的战斗机全量运动方程,依据逆系统理论对推力矢量飞机进行了适用于过失速机动和超敏捷性研究的控制系统设计。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性分成快慢不同的两组状态变量分别进行设计,并采用伪逆法解决了舵面分配问题。利用该控制系统对"眼镜蛇"飞机机动进行了仿真计算,结果表明该设计方法是可行的。     

超机动飞行非线性动态逆 - 模糊自适应控制

对带推力矢量飞机的飞控设计问题进行了研究。根据奇异摄动理论将受控状态变量分为快变量和慢变量，然后根据非线性动态逆理论分别对内环和外环进行设计。针对非线笥动态逆要求准确的数学模型的特点，引入模糊自适应控制以考虑模型的不确定性,最后对所设计的飞控规律进行过失速机动仿真。结果表明，在存在较大模型误差的情况下，所设计的飞控规律安全能在过失速机动条件下控制飞机跟踪指令飞行。     

过失速机动飞机的鲁棒非线性控制律设计

 采用非线性动态逆和结构奇异值综合方法设计了过失速飞行条件下飞控系统控制律,解决了飞控设计中面临的非线性和鲁棒性问题。应用非线性动态逆的目的就是对过失速机动飞行条件下高度非线性的飞机动力学进行线化;从而围绕线性的快逆回路应用结构奇异值综合方法设计相应的鲁棒控制器,以提供对驾驶员指令的鲁棒跟踪。所设计的飞控系统将达到期望的飞行品质,确保系统对过失速机动飞行过程中因非定常气动力效应引起的系统参数摄动鲁棒性良好。高逼真度、非线性的仿真验证了这一点。     

超机动飞机飞行控制及大迎角飞行品质研究

超机动飞机飞行控制和大迎角飞行品质研究,对于强调超机动能力的第四代战斗机的飞行控制律设计、验证和试飞评定有着重要意义。以鸭式布局飞机为研究对象,应用推力矢量技术,结合奇异摄动原理和逆系统理论,设计了基于非线性动态逆理论的超机动飞行控制律。从过失速状态飞机空气动力的非线性和非定常迟滞效应、大气紊流等方面初步验证了控制律的...     

基于扩张状态观测器的动态逆过失速机动飞行控制

针对飞机过失速机动飞行控制问题,提出了一种将动态逆与扩张状态观测器相结合进行扰动估计补偿的新思路。根据时标分离原则将飞机状态分为快变量和慢变量,并分别设计了两个回路的动态逆控制器。在快慢回路分别引入扩张状态观测器对系统的不确定部分进行估计补偿,抵消不确定部分对系统动态特性的影响。最后对控制律进行了过失速机动仿真。结果表明,在存在较大参数摄动情况下,设计的控制律能控制飞机跟踪控制指令,表现出良好的稳定性和鲁棒性。     

改进动态面控制方法及其在过失速机动中的应用

为提高模型飞行试验中飞机过失速机动控制品质,发展了一种考虑非定常气动力效应与舵回路作动器模型的改进动态面飞行控制律。针对一般仿射模型情形的控制律设计了流程:首先针对子系统推导动态面控制律,然后综合全系统并考虑控制约束导出滑模控制律,在一定的假设条件下,证明了闭环控制系统为输入-状态稳定。在应用提出的控制方法进行过失速机动控制律设计中,为准确预测飞机非定常气动力效应,利用过载测量量反解飞机气动力、采用微分方程模型计算飞机非定常力矩。由于综合了作动器动力学模型,控制律的控制效果受作动器带宽影响较小,可以有效消除由作动器动态响应引起的控制效果变差问题,同时控制律中对非定常气动力效应的有效预测也有利于过失速机动品质的改善。     

超机动飞机边界保护控制器设计

针对超机动飞机过失速机动的飞行安全问题,提出了一种飞行边界保护控制方法。首先采用动态逆控制方法解决了超机动飞机模型中的非线性和耦合性问题,然后通过求解超机动飞机的动态配平点的可达集,来确定飞机在任意飞行状态下的安全飞行边界,最后将所获得的动态边界集成到动态逆控制器中来约束飞机的机动范围,以降低超机动飞机完成过失速机动时的失控风险。仿真结果表明,所设计的飞行边界保护控制器能够改善超机动飞机过失速机动飞行时的指令跟踪效果,更好地完成Cobra等过失速机动动作,提高了飞行的安全性。     

过失速大机动飞机的飞行控制律设计

对新一代带推力矢量的战斗机在大迎角过失速机动下的飞行控制律进行设计,并进行了机动指令飞行仿真。引进推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机模型方程;采用奇异摄动理论,将控制回路分为两个快慢(内外)回路,对每个回路分别用动态逆方法进行飞行控制律设计;并采用结构奇异值μ综合和分析的方法对快(内)回路设计了鲁棒控制器;最后所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真,仿真结果表明设计的过失速机动控制律良好。     

基于过失速机动动力学的控制方法

为设计过失速大机动飞行控制律，按飞行的逆稳态模型考虑非线性因素的影响，同时对于陀螺、 惯性耦合效应及重力影响进行补偿，并直接根据飞行品质要求按隐式模型跟踪法设计反馈控制器。初步设计实例证明，这种方法适用于过失速机动动力学特点，能够获得发挥飞机操纵潜能、较好地控制飞机实现过失速机动、具有满意飞行品质的控制解，并且控制结构易于工程实现。算例还表明，即使不加装先进的过失速操纵装置，通过对飞行控制律的改进可以进一步发挥飞机本身的气动潜力，使之在一定的过失速迎角不正常工作。     

空空导弹大角度姿态反作用喷气控制

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹初始段敏捷转弯方法,研究了装有反作用喷气控制系统的空空导弹的大角度姿态过失速机动控制律。反作用喷气控制系统用来提供大角度敏捷转弯时大攻角飞行的控制力矩。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看作快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律,利用滑动模态方法设计了快子系统控制律,在该控制律作用下,导弹闭环系统不仅是稳定的而且其动态品质也可以得到保证。分析了控制系统的鲁棒性,结果表明所提控制方法能够有效消除空空导弹大角度姿态机动时转动惯量变化以及各种力矩干扰的影响。最后给出了一个实例来说明姿态控制在空空导弹敏捷转弯中的应用。     

模糊自适应过失速飞行控制

研究了带推力矢量飞机过失速非线性飞机控制问题。根据奇异摄动理论将受控变量分为快变量和慢变量，然后分别对内环和外环进行设计，外环利用滑动面控制进行设计，内环利用模糊逻辑系统的万能特性来抵消近似非线性动态逆所带来的误差，根据李亚谱诺夫稳定性理论了模糊系统权值的自适应调整规律，从而保证闭环系统的稳定性。数字仿真结果表明：在存在较大的模型不确定性以及飞机动力学对状态和控制输入均为非线性的情况下，该控制方案能对指令进行良好的跟踪。     

战斗机超机动飞行自抗扰控制器设计

提出了一种利用自抗扰控制器算法在大包线范围内设计超机动飞行控制系统的新方法。根据奇异摄动理论和自抗扰控制器能够动态补偿系统模型扰动和外扰的特性,在超机动飞行的快慢子回路中分别引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。控制律设计直接依据超机动飞行的强耦合、强非线性模型,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,大大简化了设计过程。大包线范围内的大迎角机动仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性,为解决大包线范围内的超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

加速度反馈的隐式动态逆鲁棒非线性控制律设计

针对常规显式非线性动态逆(NDI)控制鲁棒性差的问题,综合隐式动态逆和奇异摄动分层设计,引入状态速率（导数）反馈和操纵面的当前位置信号反馈,设计了隐式增量形式的动态逆控制律。控制律中不显含基于标称模型的非线性直接状态反馈,不需要完整的飞机气动力模型,降低了控制律对于模型的敏感度。利用过载测量信号,采用几何的方法,构建了角加速度信号,对于其他状态速率信号,基于飞机动力学方程,以代数计算的方法求解得到。控制律结构简单,当飞机存在外形损伤、舵面失效或传感器失效时,能够迅速实现测量信号的隔离、反馈信号的重建和控制的重新分配和控制律重构。针对某飞机进行控制律设计和数值仿真,结果表明在存在气动力摄动的情况下,控制律具有良好的鲁棒性。     

飞机大迎角机动飞行控制律研究

 本文以分歧突变理论为基础,采用非线性数学模型,建立了求解分歧面的理论方法。文中通过对分歧面的分析研究,得到了避免飞机出现急滚发散的舵面极限值;通过分析分歧面上平衡解的个数和稳定性的变化情况,设计了使飞机进入或退出失速尾旋的操纵规律。经时间历程验证,所得结论正确可靠。     

超机动飞机的非线性动态逆控制

讨论了应用非线性动态逆进行超机动飞机飞行控制系统的设计。对快变量角速率进行非线性逆控制器的设计,由此来稳定纵向短周期运动,并通过气动舵面与推力矢量的融合,来改善大迎角范围的侧向响应,对慢变量姿态角进行非线性逆控制器的设计可使飞行员控制飞机慢运动。