可重复使用空间飞行器的飞行控制

分析了空间飞行器飞行控制系统要解决的问题,空间飞行器的发展过程,各类空间飞行器飞行控制系统设计目的和主要特点,可重复使用的发射飞行器飞控系统的主要设计要求,在设计要求的确定,飞行控制律设计和飞行控制系统设计中要解决的关键技术.      

基于切换多胞模型的变体飞行器增益调参控制

针对一类可变后掠翼的变体飞行器,研究了全包线控制器的设计与综合方法.建立了基于切换多胞系统的变体飞行器模型,所提出的框架利用Lyapunov函数方法分析系统的稳定性,能够从理论上保证变体飞行器在全包线下的飞行稳定.给出了利用小凸包算法从三维飞行包线中选取设计点的方法,并对各设计点处的线性化模型设计了最优控制律.为继承传统增益调参方法的优势,提出了一种特殊的控制器插值方法,保证变体飞行器三维包线下的控制综合过程简便实用.仿真结果表明所提出的控制方法在飞行器快速变形和参数大范围快速变化的情况下仍具有良好的控制性能.      

基于切换系统的变体飞行器鲁棒自适应控制

针对变体飞行器变形过程的控制问题,将切换系统理论与多变量自适应控制理论相结合,提出了一种基于切换系统的鲁棒自适应控制器设计方法。首先,建立了变体飞行器纵向短周期线性切换模型,描述了飞行器的整个变形过程;然后,设计了一种改进的鲁棒自适应控制律,抑制了各类干扰和不确定性对系统的影响,实现了切换系统对参考模型的良好跟踪;最后,提出了一种基于模型依赖驻留时间（MDDT）的切换控制律,保证了变体飞行器在变形切换过程中的稳定性,利用Lyapunov函数方法证明了本文方法最终一致有界。仿真验证表明,在存在外部干扰和各类不确定性的情况下,本文方法能保证飞行器在变形过程中精确跟踪参考模型,且具有较好的抗干扰能力。      

一类非理想切换系统的H∞控制器设计

针对实际物理过程中普遍存在的动力学切换现象,提出一类具有平滑切换过程的非理想切换系统模型,并研究其鲁棒H_∞切换控制器设计方法.基于平均驻留时间方法与积分不等式理论,得到保证非理想切换系统渐近稳定且满足给定L₂增益的充分条件.在此基础上,以线性矩阵不等式形式给出H_∞切换控制器的设计准则.所提非理想切换系统较之理想切换系统更具一般性,故所得控制方法同样适用于理想切换系统.变体飞行器跟踪控制的应用实例表明,基于设计方法得到的控制器在保证系统稳定性与跟踪性能的同时,对系统参数摄动具有较强的鲁棒性.     

大型飞机起落架收放控制系统仿真

起落架收放控制系统设计需考虑多种约束条件和影响因素,系统仿真平台的使用是辅助系统设计的重要手段.基于流体系统仿真软件Flowmaster,建立了大型飞机起落架收放控制系统液压附件仿真模型,在此基础上构建了完整收放控制系统仿真模型.基于建立的系统仿真模型,进行了正常飞行状态下起落架收上过程仿真分析,仿真结果给出了液压作动器尺寸设计对收放过程中系统入口压力需求、系统液压流量及起落架收放时间的影响.该仿真方法可用于起落架收放控制系统初步设计及多种飞行状态下设计方案的校核.     

大型飞机起落架收放控制系统仿真

起落架收放控制系统设计需考虑多种约束条件和影响因素,系统仿真平台的使用是辅助系统设计的重要手段.基于流体系统仿真软件Flowmaster,建立了大型飞机起落架收放控制系统液压附件仿真模型,在此基础上构建了完整收放控制系统仿真模型.基于建立的系统仿真模型,进行了正常飞行状态下起落架收上过程仿真分析,仿真结果给出了液压作动器尺寸设计对收放过程中系统入口压力需求、系统液压流量及起落架收放时间的影响.该仿真方法可用于起落架收放控制系统初步设计及多种飞行状态下设计方案的校核.     

类X-51A飞行器纵向机动数值虚拟飞行仿真

吸气式高超声速飞行器在机动过程中，由于构型复杂，气动特性呈现强烈的非定常特性。传统基于数据库或气动力模型的飞行仿真不能准确描述机动过程中复杂的气动特性和运动规律。针对这一问题，基于现代软件分布式、模块化的发展趋势，建立了一个高效的数值虚拟飞行仿真平台。利用该平台，对一种类X-51A外形的吸气式高超声速飞行器开展了纵向机动闭环数值仿真，并与工程方法的结果进行了对比。研究发现:对于类X-51A外形的吸气式高超声速飞行器，在纵向拉起时，工程方法给出的结果可能不能完全反映非定常效应的影响。此时，应该采用更为精确的虚拟飞行方法来研究飞行器的闭环响应特性。此外，借助该仿真平台还研究了舵回路时间常数对控制系统的影响，为控制律设计提供了一定的参考。      

链式平滑切换变体飞行器LPV鲁棒跟踪控制

针对后掠角可变的变体飞行器,研究了一类变体飞行器的建模与控制问题。拟合气动参数与后掠角变化的关系,利用Jacobian线性化的方法得到线性变参数(LPV)模型。进一步建立一类平滑切换系统,同时引入切换序列受限的链式切换,推导了链式平滑切换系统在有限时间有界且具有鲁棒性能指标的充分条件。设计了一种平滑切换镇定控制器的求解算法,并给出控制增益的求解步骤。基于广义系统理论提出了保证变体飞行器姿态跟踪系统鲁棒稳定的充分条件,并通过算例验证所提方法有效性。     

基于拜占庭容错体系构架的航天器控制系统测试性设计与分析

摘要： 飞行控制系统作为航天飞行器的关键机载系统,其运行情况直接关系到飞行任务的成败.通过良好的测试性设计,可以提高系统的可靠性和安全性,减少维修人力及其他保障资源,降低寿命周期费用.对拜占庭容错体系结构的航天器控制系统和分层多信号流图模型的测试性设计和建模方法进行了详细的叙述,并对基于拜占庭容错体系结构的航天器控制系统进行了测试性建模,通过测试性建模和分析系统（TMAS软件）验证控制系统测试性设计的正确性和有效性.     

高超声速飞行器纵向系统鲁棒协调控制器设计

飞行器在高超声速阶段,强非线性耦合与不确定性问题给飞行控制系统的设计带来了巨大的挑战。为了研究高超声速飞行器纵向控制系统中的间耦合关系,基于高超声速纵向非线性模型,对其状态变量组与输入变量组进行了耦合采样分析。同时考虑到系统的不确定性提出了一种分层鲁棒协调控制策略。对高超声速纵向的高度和速度子系统设计鲁棒与耦合补偿控制器,对姿态子系统设计鲁棒与耦合转换控制器。利用Lyapunov稳定性理论来分析整个闭环系统的稳定性。仿真表明该控制方法可以有效的应对纵向系统间的强耦合问题。     

翼身融合布局客机客舱布置快速生成原型系统

翼身融合布局（BWB）客机的客舱布置方案在很大程度上决定了其气动外形，筛选出一种合理的客舱布置方案是BWB客机概念设计的一项重要任务。为了提高BWB客机客舱布置设计的效率，应用基于知识工程（KBE）的方法，将BWB客机客舱布置的知识和规范融入在客舱布置几何模型创建过程中，开发出了一个BWB客机客舱布置快速生成的原型系统。分别以300座和400座BWB客机为例，验证该原型系统的有效性。结果表明，只需输入客舱布置设计要求和主要参数，该原型系统即可自动地生成客舱布置方案。所开发的原型系统为BWB客机客舱设计提供了一种快速的途径。      

基于切换多胞的飞行器变增益输出反馈控制

现代飞行器包线范围不断扩大,飞行器模型参数在飞行包线内呈现大范围变化的特点.针对包线范围参数时变飞行器的稳定性分析与输出反馈镇定问题,提出了基于切换多胞系统的飞行器模型描述方法.结合切换多胞Lyapunov函数与平均驻留时间方法,给出了保证飞行器包线范围渐近稳定的稳定性判据与静态输出反馈形式的变增益镇定控制器综合方法.将所提方法应用于高机动性飞行器的全包线飞行控制器设计,仿真结果表明:该设计方法可放宽对飞行器工作点的平均驻留时间约束,具备较低的设计保守性;所得变增益控制器可消除传统切换控制器的输出跳变现象,具有良好的瞬态响应特性.     

结构受损飞机动力学模型与飞行控制方法

为实现对结构部分受损飞机的安全控制,建立了其动力学模型,通过分析将结构受损飞机的旋转运动分解为正常飞机旋转运动和由于受损引起的扰动运动,将结构受损飞机的控制转化为对扰动等不确定性因素的抑制问题.提出了一种基于扩张状态观测器的轨迹线性化控制方法进行飞行控制律设计,使系统具有较强的鲁棒性.仿真结果表明:当飞机右侧机翼缺损15%半翼展长时,控制系统能实现结构受损飞机的解耦控制,角速度响应能较好地跟踪指令,有效抑制了结构受损带来的不确定性和扰动.     

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.     

敏捷性飞机飞行控制系统设计方法研究

对敏捷性飞机飞行控制系统的设计方法进行了研究,研究表明当飞机进行大迎角机动时,飞机可以获得敏捷性机动能力,在这种情况下,飞机的动力学特性呈现非线性的特征,此时飞行控制系统的设计是一类非线性控制系统的设计问题,设计可采用非线性动态逆的方法进行,为简化控制律和工程因素,重点研究了利用一阶动态作为系统的反馈线性控制,以得到线性化的系统,在此基础设计跟踪控制器,以满足大迎角非线性机动时的性能要求,最后以Ｆ     

结冰飞机非线性稳定域确定及安全操纵方法

结冰会恶化飞机的动力学特性,造成飞行包线收缩,威胁飞行安全,研究结冰后飞机的非线性稳定域变化对于驾驶员操纵应对策略设计以及飞行安全的提高具有重要意义。以NASA的GTM为案例飞机,首先对飞机气动参数进行多项式拟合,同时结合结冰因子模型,建立了飞机在结冰条件下的纵向通道动力学模型;然后通过分岔分析方法对飞机在不同程度结冰条件和操纵指令下的飞行状态变化进行了研究,并将其用于指导驾驶员操纵,同时考虑到分岔分析方法的局限性,利用微分流形理论确定了飞行系统的非线性稳定域,并将其作为飞行安全边界;最后针对结冰情形,提出将分岔分析方法与微分流形理论相结合共同用于操纵指导,并进行了操纵时域验证。研究结果表明,结冰会使安全边界收缩,在小扰动的作用下都可能使飞行状态超出安全边界。随着结冰程度增加,飞机的稳定性质甚至会发生变化,此时飞行状态将很难维持在原有的安全边界以内,提出了通过指导驾驶员操纵指令变化使飞行状态到达新的安全边界。研究结果对于飞行安全操纵及边界保护都具有一定的指导意义。      

基于遗传算法的飞行管理系统余度配置优化方法

余度设计是飞行管理系统研制过程中提升其安全性的主要手段之一。针对余度设计受制造预算(经济性)与使用阶段维修保障资源消耗(可靠性)的制约问题,基于飞行管理系统的安全性、基本可靠性及经济性数学模型,利用改进后适用于整数优化的遗传算法,提出了一种以安全性为目标、基本可靠性与经济性为约束的余度配置优化方法,并以实例说明其适用于较为复杂系统的余度配置优化。经过敏感性分析发现,安全性指标最优值随着基本可靠性约束下限的提高而降低,随着经济性约束上限的增加而增加。2种约束条件对优化目标竞争约束,在同一时刻只有1种约束条件起主要约束作用。     

飞行模拟器飞行指引系统控制器的设计

在现代飞机中，飞行指引系统对飞机的起飞，着陆，预选飞行高度和航向、保持飞行状态和航线飞行等方面起着十分重要的作用，它能向驾驶员提供飞机的姿态指令信号，从而确保了飞机的安全，提出了飞行效率和减轻了驾驶员飞行中的负担。本文主要讨论民机飞行模拟器中的飞行指引系统控制器的设计。     

基于增益调度与光滑切换的倾转旋翼机最优控制

针对倾转旋翼机转换机动中变动力学特性导致的复杂控制问题，提出基于增益调度（GS）的线性二次最优控制与光滑切换控制结合的综合体系结构，用以实现转换机动过程中的全局最优控制。该控制综合方法，在保证性能指标要求最小的同时，对操纵机构的负荷较低。首先，建立了倾转旋翼机高置信度飞行动力学模型，并应用混合操纵克服操纵冗余问题。其次，设计了基于增益调度的线性二次最优多环控制器，并采用光滑切换控制策略综合2套控制器，实现动态倾转过程的姿态平滑过渡。最后，进行以倾转走廊中间路径为期望轨迹的全模式自主飞行仿真。仿真结果表明:控制系统在转换机动过程中体现出强鲁棒性和较优的系统性能。