飞机总能量控制系统的研究Ⅱ─—非线性控制律综合与仿真

在已设计出的飞机总能量控制系统核心环节的基础上,研究了各种高度和速度控制模态下系统的构成和工作原理;研究了各种非线性安全保护功能在系统中的设置与实现;分析了极限推力状态下,飞机质点能量运动的特点;研究了对轨迹和速度的控制优先级的设置与实现技术;最后对此非线性多变量控制系统进行了综合与仿真,得到了满意的设计与仿真结果。     

基于Backstepping控制理论的非线性飞控系统和超机动研究

介绍了一种基于backstepping理论的非线性飞机控制方法。基于backstepping理论的飞控系统不需要反馈线性化理论在飞机控制系统应用中通常所需要的时标分离假设,能够更加真实的反映飞机动态本质。本文将此方法应用在推力矢量飞机非线性控制中,并进行了大迎角过失速超机动研究,结果表明基于backstepping理论的非线性飞控系统是正确和有效的。     

混合H2/H∞鲁棒控制在飞行控制中的应用

利用混合Ｈ２／Ｈ∞鲁棒控制技术,研究飞机纵向控制系统的综合问题,针对飞机控制系统含有大量的非线性和不确定因素,用混合Ｈ２／Ｈ∞鲁棒控制一性状态反馈控制器,使飞机控制系统在鲁棒稳定条件下,满足一定的性能指标,在国产某飞机纵向控制系统中的应用表明,所提出的方法是实用的和有效的。     

金城南京机电液压工程研究中心

中航工业金城南京机电液压工程研究中心(简称"中心")是我国航空机载机电系统产品的科研和生产基地,也是中国航空工业集团公司航空机电液压工程专业技术的研发中心,具有完整的预先研究、型号研制、设计制造、试验交付和维修服务的能力。中心属于国家重点扶持的中航工业机载5大中心之一,主要从事飞机机载机电综合控制系统的研究,其专业研究领域涵盖:飞机机电控制系统、飞机液压操纵系统、飞机环境控制系统、飞机燃油系统、飞机第二动力系统与飞机电源传动系     

飞行动力学中非线性特性研究

本文介绍了飞机大迎角时的一些重要的非线性现象,综合评述了研究飞机非线性动态特性的各种方法,着重讨论了近年来应用这些方法研究飞机非线性动态特性方面所取得的成果——空气动力和力矩非线性对飞机动态特性的影响,空气动力纵向和横航向交叉耦合对飞机动态特性的影响以及高机动性飞机大迎角时全局稳定性的研究等。     

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。     

考虑非线性因素的阵风减缓系统建模与仿真

主动阵风载荷减缓系统普遍存在多种非线性特性,它们对系统的动态响应有复杂的影响,导致基于线性系统设计的控制方法无法达到预期的性能或稳定性。针对通用运输类飞机,采用有限元和偶极子网格方法建立了气动弹性模型的状态空间,采用描述函数法建立了控制系统中典型的饱和、延时和迟滞3种非线性模型,提出了含非线性环节的液压作动-气动弹性混合模型,对比分析了不同非线性因素对主动阵风载荷减缓系统的影响。仿真结果表明,系统非线性会引起相位滞后、降低系统动态跟踪特性以致降低阵风减缓效果,严重情况下将引起极限环振荡乃至发散。     

无垂尾推力矢量飞机的自适应控制仿真研究

研究了采用自适应控制系统的无垂尾构型推力矢量飞机的飞行控制性能.论述了在有参数未知的情况,使用状态变量反馈可线性化的非线性系统的输出轨迹的控制问题,推导出了自适应控制律的设计方法.最后,针对算例飞机给出了仿真计算的结果,证实了在无垂尾构型推力矢量飞机上应用自适应控制系统的可行性.     

先进飞机非线性H∞控制系统设计研究

应用无DGKF简化条件的非线性H∞控制器设计方法，为某型飞机设计了非线性H∞飞行控制系统。为验证设计的有效性，在大迎角和两种飞行条件下，将非线性H∞飞行控制系统与线性H∞飞行控制系统的性能进行了对比闭环仿真研究，结果表明，非线性H∞控制可使飞机的性能得到极大提高，且可保证飞控系统具有很强的鲁棒性。     

大型飞机飞控系统舵面偏角检测非线性补偿技术研究

根据大型飞机结构特点及飞行控制系统的要求,提出了基于线性可变差动传感器(Linear Variable Differential Transducer,LVDT)舵面偏角检测思路。针对大型飞机飞控系统中LVDT安装带来的非线性问题,根据LVDT工作原理和三角几何原理,提出一种面向大型飞机飞控系统舵面偏角检测的LVDT安装模型和非线性补偿算法。该算法经过试验验证,能够有效降低LVDT安装带来的非线性,为后续飞机舵面偏角的测量提供参考依据。     

DO 28非线性多点模型的建立及其参数估计

 本文建立了DO 28试验机的非线性六自由度多点数学模型。该模型考虑了飞机运动的高度非线性,螺旋桨、机翼、尾翼空气动力特性,改进的推力计算,风场干扰以及飞行试验数据一致性检验和校正。与一点模型相比,该模型能更准确地描述飞机的运动,更适合飞机的参数估计。     

带集中非线性的机翼气动弹性问题研究进展

带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题是飞行器气动弹性研究领域的热点和难点。经过近几十年来的不断发展,这类机翼非线性气动弹性问题的研究已经取得了长足的进步,同时也面临着新的挑战。鉴于此,综述了近年来带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题的研究进展,阐述了带集中非线性的机翼气动弹性分析的建模方法、分析方法及非线性气动弹性稳定性和响应行为的规律,并讨论和总结了相关的研究成果,对今后机翼非线性气动弹性问题的分析方法和研究内容提出了展望。     

Recent advance in nonlinear aeroelastic analysis and control of the aircraft

A review on the recent advance in nonlinear aeroelasticity of the aircraft is presented in this paper. The nonlinear aeroelastic problems are divided into three types based on different research objects, namely the two dimensional airfoil, the wing, and the full aircraft. Different non- linearities encountered in aeroelastic systems are discussed firstly, where the emphases is placed on new nonlinear model to describe tested nonlinear relationship. Research techniques, especially new theoretical methods and aeroelastic flutter control methods are investigated in detail. The route to chaos and the cause of chaotic motion of two-dimensional aeroelastic system are summarized. Var- ious structural modeling methods for the high-aspect-ratio wing with geometric nonlinearity are dis- cussed. Accordingly, aerodynamic modeling approaches have been developed for the aeroelastic modeling of nonlinear high-aspect-ratio wings. Nonlinear aeroelasticity about high-altitude long- endurance （HALE） and fight aircrafts are studied separately. Finally, conclusions and the chal- lenges of the development in nonlinear aeroelasticity are concluded. Nonlinear aeroelastic problems of morphing wing, energy harvesting, and flapping aircrafts are proposed as new directions in the future.     

考虑间隙非线性的控制舵非线性气动弹性分析

间隙结构的气动弹性系统非线性颤振问题是飞行器气动弹性力学工程领域的研究热点和难点,研究 考虑间隙非线性的控制舵系统的气动弹性特性具有重要意义。基于最小状态拟合方法获得时域降阶气动力模 型,并通过Lagrange方程获得系统非线性气动弹性方程;对比分析三种不同非线性控制舵系统的极限环颤振 及非线性动力学响应特性,并与等效线化法和时域仿真的结果进行一致性对比。结果表明:俯仰和扑动弹簧刚 度的变化对系统颤振边界有显著影响,当俯仰和扑动两个方向同时含有间隙非线性时,系统在线性颤振速度内 存在倍周期、混沌等复杂非线性动力学现象。     

民机极限飞行状态的动态气动力试验与建模

飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。本文开展典型民机布局飞机极限飞行状态的动导数、大振幅试验,对大迎角动态气动力的参数影响规律以及非线性、非定常特性进行分析和建模。结果表明,在飞机失速到过失速区域,飞行姿态快速变化过程中动态气动力的非线性和非定常特征显著;在动导数试验和建模中,考虑运动角速率的影响,可以预示气动力非线性的迎角范围,并捕捉到关于飞机动稳定性演化的关键特征;利用Goman-Khrabrov状态空间模型结合大振幅试验,可以确定模型中表征非定常特征的关键时间常数,获得特定极限飞行状态运动中的非定常动态气动力特性。研究方法和结果为开展民机极限飞行状态的动态气动力风洞试验设计与建模提供了一个可行途径,能改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。     

飞机敏捷性的非线性解耦飞行控制增强

带传统线性控制器飞机在大迎角高机动飞行时敏捷性明显地减小，运动状态严重耦合更加重这一趋势，而此时操纵能力往往仍有剩余而未能被利用。针对此问题，应用非线性反馈理论直接就飞机非线性运动模型设计输入输出解耦飞行控制器，数值仿真结果证实，这种设计能够纳入气动和运动学非线性因素，充分利用飞机操纵潜力，因而使前述薄弱区域的闭环敏捷性得到了有效的增强，明显地扩大了敏捷性包线。     

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。     

战斗机非线性飞行控制技术的研究与发展

战斗机非线性飞行控制技术研究综述。首先介绍战斗机技术发展走向,然后对当前主要战斗机飞行控制设计方案进行分析,并重点介绍神经网络在飞行控制中的应用研究。最后指出,基于神经网络的智能控制方案作为飞行控制的重要研究方向,将为未来先进战斗机飞行控制系统设计提供重要的解决方案。     

控制器非线性对飞机纵向飞行品质的影响分析

针对飞机控制系统执行机构具有非线性这一特点,选用某歼击机作为研究对象,分析各类非线性环节对飞机纵向短周期特性的影响。首先分析了死区、间隙和速率饱和等非线性环节的基本特性,建立了相应的包含非线性环节的飞行动力学模型,然后,基于Chalk准则计算不同非线性参数下的飞行品质指标,进行飞行品质评价。通过对不同飞控系统构型的对比研究,探讨了执行机构非线性对飞行品质的影响。研究结果表明,各非线性环节都将对系统的快速性产生不利影响,使系统有效上升时间增加,相位延迟增加。其中,间隙还会造成系统阻尼减小,可导致系统不稳并出现极限环振荡。     

三轴式无人旋翼飞行器及自适应飞行控制系统设计

设计了一种操控简便的三轴式无人旋翼飞行器,由三组共轴双旋翼组成,各旋翼由直流电机直接驱动,只需调节各电机转速就能控制旋翼飞行器运动姿态和轨迹。为使三轴式无人旋翼飞行器飞行控制系统设计得到有效验证,研究了旋翼飞行器的飞行动力学非线性建模,运用叶素动量理论建立了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法,分析了旋翼入流分布对共轴双旋翼气动载荷模型的影响,通过试验验证了共轴双旋翼气动载荷计算模型的正确性。由于旋翼飞行器飞行动力学模型的非线性及未建模动力学的影响,难于建立非常精确的数学模型,给飞行控制系统设计带来了挑战。本文根据旋翼飞行器飞行动力学非线性模型推导出了旋转动力学模型逆和平移动力学模型逆控制器,利用神经网络在线自适应修正模型逆误差,采用线性PD或PI控制器调节指令跟踪误差,应用由向心回转和垂直上升组合的机动科目进行了仿真验证,给出了具有外界阵风干扰模拟的仿真结果,表明所设计的飞行控制系统具有自适应性和鲁棒性,能实现精确的轨迹跟踪控制。