直升机中等幅度滚转姿态敏捷指标与障碍滑雪任务科目的相关性研究

以速率响应类型为例,对ADS-33E中直升机中等幅度滚转姿态敏捷指标进行分析研究,通过对国外不同直升机以及与滚转姿态敏捷相关的任务科目试飞结果进行分析,表明滚转姿态敏捷指标评价和与其相关的闭环任务科目指标评价具有良好的一致性。同时给出了滚转姿态敏捷试飞方法及某型直升机滚转姿态敏捷以及障碍滑雪科目试飞的结果和分析,验证了滚转姿态敏捷指标和障碍滑雪任务科目指标的一致性。     

基于响应类型的直升机悬停状态显模型跟踪控制律设计

现代战场使用环境对直升机的飞行品质要求越来越高,使用电传飞控系统可大幅改善直升机的飞行品质,本文以电传飞控系统为研究对象,进行面向特定任务的具体指标要求的控制律设计。首先,根据ADS-33E飞行品质规范要求构造出满足悬停状态下俯仰轴ACAH响应等级1要求的指令模型;其次,以该指令模型构建显模型,通过反馈补偿算法进行跟踪偏差修正的模型跟踪控制律设计,最终得到整个闭环系统俯仰姿态满足飞行品质等级1要求的控制律构型和参数。通过MATLAB仿真验证了该设计方法的合理性和有效性。     

基于参数辨识的直升机姿态敏捷试飞技术

基于不同的规范要求、试飞方法及响应类型,通过参数辨识方法对直升机的姿态敏捷特性进行研究,得到了二阶响应直升机姿态敏捷响应曲线,通过辨识结果能够更准确快捷地得到直升机姿态敏捷的考核指标。最后,结合某型直升机试飞结果对相关结论进行了具体分析,对后续直升机飞行品质试飞具有一定的指导意义。     

电传飞行控制系统稳定裕度的一种评估方法

通过分析电传飞控系统在实现不同功能下的控制回路稳定裕度评估方法,给出了在姿态保持功能下进行稳定裕度评估时所需观测点的选取思路。通过简化真实飞机纵向控制律及飞机方程,建立测试模型,经过仿真分析和验证,提出了带有姿态保持功能的飞控系统稳定裕度的评估方法。该方法已应用于某型号飞机地面试验。     

电传直升机速率控制/航向保持响应类型验证试飞技术研究

描述了ADS-33E中速率控制/航向保持(RCDH)响应类型的相关规范要求,对航向速率指令类型的实现进行了仿真和分析,提出了电传直升机RCDH响应类型验证试飞方法,并将该方法成功应用于某型电传直升机RCDH响应类型验证试飞中,给出了RCDH响应类型验证以及该响应类型下悬停中等幅度航向变化试飞结果及分析。试验结果表明,该方法适用于电传直升机RCDH响应类型的验证。     

电传操纵系统设计技术

提出了电传操纵系统的战术、功能及可靠性设计要求,给出纵向主操纵系统大迎角、推力矢量及备份电传操纵系统控制律设计原则。在横侧向控制律设计中,阐明了差动平尾调参规律、滚转-偏航运动的去耦方法、控制律参数的选配原则及动特性分析方法。最后给出了起飞着陆控制律的设计原则。     

电传操作系统设计技术

提出了电传操纵系统的战术、功能及可靠性设计要求,给出纵向主操纵系统大迎角,推力矢量及备份电传操作系统控制设计原则,在横侧向控制律设计中,阐明了差动平尾调参规律,滚转－偏航运动的去耦方法,控制律参数的选配原则及动特性分析方法,最后给出了起飞着陆控制律的设计原则。     

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。     

无人直升机悬停及小速度飞行精确控制设计与仿真

采用姿态内回路和位置外回路的控制方法,设计无人直升机悬停及小速度飞行控制律,并进行仿真验证控制的精确性。     

小型无人直升机自动起降控制技术研究及验证

针对无人直升机有/无地效悬停状态的飞行特性,综合考虑在自动起飞与自动着陆过程中无人直升机过渡状态存在明显的差异,开展了无人直升机自动起降过程控制特性研究,给出了无人直升机自动起降控制策略及其控制律,进行了半物理仿真,并将研究成果应用到样例无人直升机的自动起降控制中,较好地实现了样例无人直升机的自动起降功能并满足相应的控制要求。     

具有边界保护性能的直升机飞-发一体化控制律

针对直升机飞-发一体化控制和边界保护控制问题，提出了一种基于投影算子的新型边界保护控制律设计方法，基于反馈控制概念设计了指令约束器，通过对控制指令进行修正，实现边界保护控制。基于UH-60直升机和T700涡轴发动机的参数，建立了直升机-传动机构-发动机综合系统的数学模型，采用动态逆和线性二次型调节器（LQR）控制理论设计了直升机飞-发一体化控制律，与基于投影算子的边界保护控制模块进行整合形成完整控制律。采用数值仿真检验了控制律的控制性能，仿真结果表明本文设计的控制律能够实现直升机和发动机的综合控制，在高度、滚转、俯仰、偏航通道实现显模型跟踪控制性能的同时，实现了高度变化率、姿态角、姿态角速率和发动机动力涡轮转速边界保护控制要求。     

基于MFCS直升机协调转弯模态设计

为了消除直升机的侧滑,在已设计完成的具有优良操纵特性的直升机显模型跟踪控制系统(MFCS)基础上,开发了协调转弯模态;按照直升机协调转弯基本要求,开发了基于 MFCS协调转弯模态控制律,给出了结构配置及系统参数设计方法。经仿真表明,所开发的直升机协调转弯模态具有优良的特性。     

电传飞控不同纵向指令形式系统响应特性分析

现代战斗机大都采用带有多模态的电传飞行控制系统,通常在不同的任务模态下,控制系统采用的指令形式不同,飞机对驾驶员的操纵响应也有所不同。文中以电传飞行控制系统中,纵向控制律构型常见的几种指令形式为例,通过理论分析和数字仿真试验方法,分析了不同指令形式下,电传飞行控制系统对飞行员操纵的响应特性,并总结了不同响应特性的指令形式所适合的飞行任务场景。文中分析总结的结果,可为电传飞行控制律设计工作中不同任务模态下,指令形式选择与飞行员飞行任务训练工作提供参考。     

直升机电传飞行控制系统顶层设计技术

顶层设计是电传飞行控制系统关键技术之一，本文从系统总体需求、控制律构型、余度管理三个方面简要总结了直升机电传飞行控制系统顶层设计技术。     

新型复合式无人直升机悬停/着陆控制

旋翼-涵道复合式无人直升机是一种具有特殊机体结构的新型无人直升机,悬停和着陆控制是该类无人直升机飞行控制设计的一大难点。依据复合式无人直升机运动机理建立了非线性动力学模型,在悬停配平状态下进行小扰动线化和降阶处理,给出了用于控制律设计和仿真的线性模型。运用期望隐模型和特征结构配置方法设计了姿态角速度与垂向速度控制内回路,内回路输出角速度积分得到的姿态角反馈和线速度反馈构成纵横向线速度控制外回路。悬停/着陆仿真验证了内回路能实现良好的角速度指令跟踪解耦控制,外回路能实现良好的悬停位置保持和着陆轨迹跟踪控制。     

自动飞行控制系统的设计技术

提出自动飞行控制系统(自动驾驶仪)的设计要求及接入电传系统的两种形式,阐明实现纵向通道姿态、气压高度、表速或Ma数稳定、改平以及横侧通道倾斜角、航向角稳定、改平、进入航向等纵、横、航向的控制律算法,并给出与电传系统交联关系和工作逻辑,对未来战斗机自动飞行控制系统设计具有一定参考价值。     

电传飞机纵向自动驾驶仪控制律设计

在电传飞机纵向自动驾驶仪控制律的初步设计过程中，以电传飞机的纵向低阶等效系统为控制对象，采用零极点偶配置方法合理地配置零极点偶，使纵向自动驾驶仪控制律的设计得到了最大程度的简化，用所获得的控制律进行了数字仿真，仿真结果表明，纵向自动驾驶仪各个功能模式获得了良好的动态响应特性，满足了各项指标的要求，从而证明了这种设计方法是简便可行的。     

运输类舰载机控制律设计特点研究

基于运输类舰载机气动布局、飞机本体动力学及航母起降飞行特点,结合对影响舰载机安全起降因素和控制律功能及性能要求的分析,研究了该类飞机电传控制系统(FBW)人工和自动控制律结构、功能及模态等设计特点,并总结出电传控制律设计时应考虑的因素及遵循的原则,为该类飞机控制律设计提供参考。     

基于变结构控制器的敏捷卫星姿态机动方法

随着遥感卫星观测能力的逐步提升,对卫星敏捷机动能力提出了更高的要求。针对敏捷卫星大角度姿态机动问题,以6个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)组成五棱锥构型的姿态控制系统执行机构,在构建敏捷卫星姿态运动数学模型以及设计SGCMG系统操纵律的基础上,对卫星绕Euler轴进行姿态机动的角轨迹进行规划,并设计了一种基于误差四元数与误差角速度的变结构控制器。仿真及在轨验证结果表明,该控制器能够完成规划轨迹的良好跟踪且具有较强的鲁棒性,研究成果对敏捷卫星姿态控制系统的设计具有重要的参考意义。     

飞行控制律对体自由度颤振特性影响试验

飞翼飞机易发生刚体短周期模态与机翼低阶弯曲模态耦合所致的体自由度颤振。飞行控制系统对飞机的短周期模态特性影响很大,因此考虑飞行控制系统的闭环体自由度颤振特性值得进一步研究。针对自主设计的颤振模型开发了相应的俯仰姿态保持控制律,综合运用风洞试验和仿真计算开展了相关研究,获得了不同刚体自由边界条件下的开环/闭环体自由度颤振特性,研究了闭环增益对体自由度颤振特性的影响规律,简要分析了影响机理。试验和仿真计算结果共同表明：俯仰姿态保持控制律明显地改变了俯仰模态阻尼的原有走势,闭环后的体自由度颤振特性变化明显。以开环颤振速度为基准,采用较小的比例回路增益K_P或较大的微分回路增益K_D,飞行控制律能增加飞行器俯仰阻尼,提高体自由度颤振速度,反之飞行控制律将导致颤振速度降低。就本文控制律而言,当K_P<0.07或K_D>0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用。