输出反馈鲁棒控制系统设计

本文提出了受扰线性定常多变量系统的鲁棒调节器设计方法。通过兼容Riccati方程和方程的解,使系统既有稳定鲁棒性,又有参数鲁棒性。文中并对某歼击机飞行控制系统设计了鲁棒控制器。     

综合非线性鲁棒飞行控制系统设计

提出一种综合非线性鲁棒飞行控制系统设计方法,用于解决现代复杂战场环境下的飞行控制问题。为了克服系统的不确定性、时延性以及未建模动态给飞行控制系统带来的不利影响,在动态逆控制法的基础上,进一步设计了基于多层感知器神经网络和动态非线性阻尼控制的综合非线性鲁棒飞行控制器。利用神经网络参数的在线调整和动态非线性阻尼控制的抑制作用,使飞行控制系统能够跟踪给定信号,且满足一定的性能指标。最后将所设计的飞行控制系统用于某型歼击机的飞行仿真,结果证实当存在时延和平尾损伤时,设计的飞行控制系统具有很强的补偿能力。     

采用TLC方法的超机动飞行控制系统设计

基于轨迹线性化控制(Trajectory linearization control,TLC)方法,研究了超机动飞机飞行控制系统的设计问题。首先简要介绍了TLC方法的设计思想;然后根据奇异摄动理论,将超机动飞行控制系统分成快慢两个回路,并为其分别设计了轨迹线性化控制器;最后分别用所设计的控制器和已有的动态逆控制器对某型歼击机进行了赫布斯特机动仿真。仿真结果和对比分析表明,所设计的TLC控制器是有效的,且比动态逆控制器具有更好的控制跟踪性能。     

参数平面法及其在飞机控制增稳系统设计中的应用

本文提出了一种新的参数平面法,设计了某型歼击机的控制增稳系统,并取得了满意的结果。     

直升机飞行参数综合分析系统的设计与实现

本文的研究目的是实现直升机飞行参数的综合分析,建立了数据采集装置、飞行参数维护子系统、飞行参数信号处理与分析子系统、智能故障诊断子系统、虚拟飞行再现与评估子系统五个部分。阐述了各个子系统的设计思路和方法,系统的设计和实现对于直升机飞参记录系统校验维护、直升机技术状态监控、飞行质量评估和飞行安全及事故分析具有重要的意义。     

某型无人机飞行轨道设计与计算

本文概略介绍了某型无人机飞行轨道的设计计算方法、程序设计及其计算过程。 该无人机的飞行轨道是一条复杂的空间曲线。它的形状取决于无人机的飞行任务和飞行场区。但是在不同试验场区执行不同飞行任务的无人机的飞行轨道可以由一些小的简单的飞行段落构成,这些飞行段落的差别主要的就是飞行参数不同。本文的第一部份介绍了这些飞行参数的选择原则及选择结果。第二部份介绍了飞行轨道的计算方法和按所选择的飞行参数计算飞行轨道的程序。第三部份给出了一些理论计算和飞行试验结果的比较曲线. 经过执行不同任务的飞行试验,证明了轨道设计的参数选择原则是合适的,计算方法和计算程序是可用的,计算所得的结果还是比较准确的,可供设计、计算类似的无人机的飞行轨道作参考。     

基于AutoLisp语言的基线转弯飞行程序设计

利用AutoLisp语言在AutoCAD平台上完成了基线转弯仪表飞行程序标称飞行航迹与保护区的设计,解决了基线转弯飞行程序设计中保护区绘制的繁琐、耗时耗力的问题,提高了基线转弯仪表飞行程序设计的精度与速度。并建立了基线转弯飞行程序设计参数的数据库,实现了基线转弯飞行程序参数化的自动存储与自动生成,最终完成计算机辅助的基线转弯飞行程序设计。首次运用数学算法解决了P点问题,为飞行程序设计的参数化自动生成做出初步的研究与探索。     

跨大气层飞行器爬升段纵向飞行控制律和制导律设计

由于火箭发动机的巨大推力，跨大气层飞行器在爬升段加速很快，重量、重心、惯量、飞行速度以及飞行高度等参数变化剧烈，无法简单地用固定控制增益参数的形式来保证整个飞行包线内的飞行品质要求。根据飞行器的爬升特点和控制难点，在爬升段的飞行包线内选择典型设计点，分别进行纵向内外回路控制律的详细设计。采用控制增益参数随动压变化进行调参的方法，对爬升段飞行轨迹进行了数字仿真，结果表明设计的控制增益参数及控制律，满足了跨大气层飞行器爬升段的预定目标要求。     

歼击机的强稳定控制研究

提出了一种歼击机强稳定控制方法，给出了歼击机控制系统出现传感器故障时的故障系统模型。当歼击机开环稳定时，设计了基于串联观测器的稳定控制器。言语中考虑了部件传感器故障和全部传感器故障两种情况，分析给出了相应的控制律。仿真结果表明，本文提出的强稳定方法是有效的。     

基于故障检测滤波器的歼击机结构故障检测

提出一种新的适用于多种故障类型的故障检测滤波器设计方法，该方法基于故障输出空间，通过配置在特征向量来设计检测增益阵以实现对系统参数的小范围变化，具有较好的鲁棒性，避免了采用多个检测滤波器对不同的故障进行检测。同时，研究了残差与控制输入和故障程度的关系，提出了自适应检测阈值设计方法，并将其应用于歼击机的结构故障检测。     

基于加权式多模型结构的歼击机自适应重构控制

针对复杂的歼击机飞控系统,提出一种基于多模型结构的鲁棒自适应控制方法,使得系统可以在不同的运行环境下跟踪给定的信号,并且对飞机操纵面故障具有重构作用.首先,由多个线性模型和一个模糊模型构成多模型控制结构,采用模糊方法设计多模型自适应控制器中的权值系数,再引入动态结构自适应神经网络以保证系统的稳定性,故避免了模型切换引起的噪声.最后,对歼击机进行正常和故障状态下的控制仿真,结果验证了所提控制方法的有效性.     

一种非线性状态估计器的算法实现与解耦简化

本文以机载火控系统中的目标状态估计器(TSE)为例,探讨了一类非线性状态估计器的算法及简化方法。文中给出了TSE的数学模型,分析了其特点,并作了形式上的变换;而后用最优卡尔曼滤波算法实现了状态估计。最后,利用其结构特点,作了算法解耦,故大大减少了计算量和计算机内存,获得了令人满意的估值精度。     

歼击机动力装置转速控制系统动态特性非线性仿真研究

本文研究的目的在于弄清燃烧延迟时间,非线性活门结构对歼击机动力装置转速控制系统性能的影响,也较详细地研究了不同非线性活门结构参数对系统性能的影响,从而获得在保证该系统正常工作条件下所允许的燃烧延迟时间及较理想的非线性活门结构。本文应用连续系统离散相似法对该系统进行数字仿真。     

基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

为了在φ3.2m风洞中开展战斗机大迎角进气道特性试验研究,结合该风洞开口试验段及支撑装置的特点,研制了能够模拟战斗机进气道流量的小型引射器装置,发展了基于引射器/张线尾撑一体化设计的战斗机大迎角进气道试验技术.为了验证该项试验技术,研制了进气道流量测量装置,以及基于数字阀的气源控制系统;进行了装置性能研究,并利用某战斗机模型开展了飞机鸭翼对进气道性能的影响试验研究.研究结果表明:引射器引射流量达1.34kg/s,引射器/张线尾撑一体化方案可完全满足我国已有战斗机在3m量级风洞开展进气道试验的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求;鸭翼对战斗机进气道性能影响研究为进气道试验模型外形模拟提供了依据.     

多机协同多目标攻击系统研究

研究了多机协同多目标攻击系统，定义了自主优先权，提出了分组决策的方案，设计了目标分配和火力分配的原则，采用神经网络实现了决策算法，并对整个决策系统进行了仿真；阐述了导弹攻击区的计算方法，用比例导引法实现了空空导弹攻击。最后设计了多目标攻击系统，将空战决策，导弹攻击区判断，导弹攻击融为一体，并进行了仿真。结果验证了空战决策的正确性。它对第四代歼击的火力控制系统的研究有一定的参考价值。     

非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用

研究了先进短距起飞垂直着陆飞机（ASTOVL）的飞行／推进控制系统的控制律，基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型，应用非线性动态逆理论，为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行，设计了推力矢量控制器和俯仰控制器，以合理地分配飞机上的力和力矩，使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的，最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例，证明了所设计的两个控制器是可行的，基本上达到了设计要求。     

飞行控制系统的仿人智能控制

本文讨论了仿人智能飞控系统的设计,提出了系统的基本结构,仿人智能控制的基本原则,特征模型的划分和智能控制规律的构成。据此,针对某型飞机设计了仿人智能飞行控制系统的知识库、数据库、规则库和推理机构。同时,用数字仿真证明了这种系统具有优良的控制品质,很强的鲁棒性和适应性,以及良好的解耦能力。     

地形跟随系统的仿真

本文探讨了低空突防地形跟随系统的仿真问题。分为如下几个方面:①低空突防飞行任务的仿真目的与基本要求;②地形跟随系统的主要组成部分及其仿真实现方案;③地形输入的实现方法和地形跟随雷达的仿真;④一个实用的多功能地形跟随系统仿真软件包;⑤一种以系统计算机实现的地形跟随系统实时仿真方案,及其实时控制技术原理;⑥地形跟随数字仿真和半物理实时仿真的仿真结果。     

8m×6m风洞特大迎角机构连续扫描试验技术研究与应用

基于CARDC 8m×6m风洞特大迎角机构,通过对速压、测控、实时迎角测量、试验流程等各系统的改进,开展了连续扫描试验技术的研究工作,实现了某型战斗机和运输机的连续扫描测力试验,试验精准度达到了常规步进试验方式的同等水平,而获取的试验信息量及试验效率大幅提升.