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倾转旋翼机操纵面故障后的安全高效应急操纵是避免飞行事故的重要环节。本文计算分析了倾转旋翼机遭遇不同作动器故障后倾转过渡的飞行轨迹和操纵优化。首先将倾转旋翼机不同舵面故障后的安全过渡倾转问题转换为最优控制问题,然后采用混合多重打靶法将最优控制问题离散为非线性规划问题,并进行数值求解。以XV-15为研究对象,面向基于最优控制模型的倾转过渡过程进行验证,随后注入舵面损伤、卡滞故障,计算并分析故障后的最优安全倾转过程和操纵策略。结果表明,当升降舵出现舵效损失时,飞行员需要增大纵向杆量输出,可完成动态倾转过渡,但随着损失增大,倾转过渡的操纵复杂度会提升;升降舵出现卡滞后,调节飞行速度,改变了倾转过渡路径,可完成正向倾转过渡。 相似文献
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推力矢量飞机自适应控制系统仿真平台研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了具有自修复功能的推力矢量飞机自适应控制系统的结构功能特点,研究了RHO优化控制算法实现在线控制器设计,利用MSLS辨识算法实现在线飞行参数辨识和等价空间算法、传感器信息融合技术和概率统计理论实现FDI算法。并且根据系统各个部分的算法,采用面向对象技术语言VC 6.0和三维图形语言OpenGL开发了仿真平台,利用仿真平台实时演示了飞机存在舵面故障情况下的飞行控制系统运行仿真,解决了飞机飞行过程中存在舵面损伤和气动参数变化的问题,该仿真平台可以根据需求进行飞机故障加载,具备完备的推力矢量飞机自适应控制系统仿真功能。 相似文献
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适合机动飞行的旋翼气动模型研究 总被引:2,自引:1,他引:1
为改善对旋翼空气动力他轴响应的预测,在旋翼气动模型中引入时变的尾迹弯曲参数KR,以体现机动旋翼的尾迹畸变效应.与已有方法相比,该模型的计算结果更为接近实验数据.还建立了动态尾迹畸变模型,并分析了计入尾迹收缩效应的必要性.结果表明,为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力,特别是操纵的他轴响应,应当在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数KR. 相似文献
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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。 相似文献
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为准确计算机动飞行时的旋翼他轴响应,气动模型应计入尾迹畸变效应。体现此效应的关键在于推出时变的尾迹弯曲参数KR。本文通过烟流实验,得出随旋翼前进比、拉力系数和机动角速率变化的KR表达式,并分析指出,国外文献采用固定KR值不足以体现机动效应。为了给理论预测提供参考,本文还测量了机动旋翼的空气动力时间历程,表明旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大;本实验中他轴响应为主响应的15%。 相似文献
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为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值.据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性.此外,针对优选出的+字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于+字布局但工程实现相对复杂的结论. 相似文献
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独特的动力形式赋予了涡桨飞机优越的推进效率和良好的低速机动、起降性能,使得其在军用及民用领域占有重要的地位并得以不断发展,但同时也带来了一系列需要重点关注的设计问题。本文从目前国内外涡桨飞机的发展现状和设计特点出发,提出其面临的主要气动问题。重点针对国内亟待发展的舰载类涡桨飞机起降过程中的失速和操纵问题进行深入研究,剖析了翼面附近流动的分离状态和发展趋势对于失速特性及操纵安全性的影响规律,归纳总结出需要关注的关键约束和设计原则。在此基础上,通过对一组计算实例的分析,给出了机翼空间流场变化特征和宏观气动力之间的内在联系,并深入阐述了三维增升构型与干净构型及其各站位翼剖面的设计关联性。 相似文献
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打击复杂地形目标的导弹再入机动弹道设计 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了再入机动弹道数学模型,给出了气动力系数为速度、迎角、高度的函数拟合式,进行了最佳再入机动弹道设计和仿真计算。结果表明,数学模型正确,计算方法可行,利用再入机动弹道技术可有效地打击复杂地形目标、提高导弹的作战效能和突防能力。 相似文献
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一种针对结构损伤的非线性容错飞行控制方法 总被引:1,自引:1,他引:0
飞机结构损伤会引起气动参数变化,进而影响系统的静稳定性和控制精度。针对具有多输入的非线性飞机模型,利用带有二阶命令滤波器的自适应反步控制方法在线估计飞机气动参数,补偿结构损伤导致的气动参数变化对控制系统的影响,以实现容错飞行控制功能;引入的命令滤波器可以避免反步控制中复杂的求导运算。从理论上分析证明了带有二阶命令滤波器的自适应反步控制的闭环系统稳定性,并给出了控制跟踪误差的理论上界和二阶命令滤波器频率参数选取的下界。通过一个大型客机垂直尾翼脱落场景的仿真实验,验证了所提容错控制方法的有效性。 相似文献
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大型飞机地面运动特性是飞机性能的重要组成部分,主要涉及到飞机的地面滑跑、转弯以及刹车等过程。地面运动特性的分析涉及到动力学、液压、控制等多领域,是典型的多学科耦合的复杂问题。以某大型民用飞机为研究对象,从主制造商的系统集成性能分析需求出发,通过多学科解耦和模型物理度划分两个角度进行地面特性模型架构的分解与定义,并以飞机刹车系统性能分析为例,验证了本架构的有效性。本文提出的模型架构灵活,既适用于飞机集成商的飞机级性能分析,又适用于特定系统级的性能分析。 相似文献