从试飞中估算装有控制系统飞机的气动参数和模态参数

本文简要地叙述了飞行试验方法,包括地面试验,操纵输入、数据采集系统、数据处理方法——最大似然估计算法,给出了参数估计中所使用的数学模型,包括纵向机体模型和纵向等效机体模型.给出了11个机动飞行的气动参数和模态参数的估计结果,并作了简要的对比分析.试验结果证明,飞行控制系统改善了飞机短周期模态特性;并证明,利用等效机体模型估计带有控制系统飞机的等效气动参数和模态参数是可行的.     

多操纵面飞翼构型飞机舵面故障在线诊断方法

舵面故障会影响飞机的操纵性,为实现飞机的控制重构需在线诊断出舵面的故障信息.针对多操纵面飞翼构型飞机,提出了一种在线诊断其舵面故障的方法.飞翼构型飞机舵面故障在线诊断需辨识的操纵导数个数较多,直接使用最小二乘法难以精确辨识得到各操纵导数.基于限定记忆最小二乘法,采用分组辨识法对飞机的操纵导数进行辨识,减少了每次辨识操纵...     

深度自编码观测器飞机操纵面快速故障诊断

为了避免扩展多模型自适应估计故障诊断方法中的雅克比矩阵计算,解决飞机精确模型难以获得的问题,降低在线故障诊断的计算量,提出了一种基于深度自编码观测器的飞机操纵面快速故障诊断方法.基于离线训练、在线估计的思想,采用量测的飞行数据训练得到不同故障下的飞机模型,代替扩展多模型自适应估计方法的卡尔曼滤波器进行状态估计;基于基础自编码器的隐层节点数选取经验公式,推导了两种深度自编码器的隐层节点数选取的递推公式.仿真结果表明,该方法无需精确的飞机模型,故障诊断速度快、精度高.     

空天飞行器建模分析与自主重构

空天飞行器(ASV)跨临近空间飞行,具有高超声速、大飞行包线、参数时变等特征,必须应对故障、环境变化等高度不确定因素进行自主重构。研究和建立了ASV运动学模型,分析了时域、频域特性以及参数变化和运动特性,研究了纵向静稳定性、舵面操纵特性等与高度、马赫数的关系;提出了自主重构方案,给出了一种控制效益在线估计算法,提出并证明了可估计的充分条件;提出了基于模糊逻辑的线性规划重构算法,根据控制效益的实时估计结果对冗余异类效应器智能地进行控制分配。数值仿真验证了估计算法的稳定性和鲁棒性,说明该方案能够实现飞行器自主适应性重构,可应用于临近空间飞行器自适应控制等领域。     

横航向驾驶员诱发振荡研究及地面模拟验证

本文建立了包括非线性环节在内的横航向驾驶员—操纵系统—飞机本体组合系统的数学模型,采用闭环控制原理,对JJ-7飞机横航向驾驶员诱发振荡PIO问题进行了研究,并详细地讨论了驾驶员参数及其各种操纵动作、操纵系统和飞机本体气动参数对横航向PIO的影响,探讨了横航向PIO产生的机理。文中以JJ-7飞机为例,采用时域法在整个飞行包线各点进行了检查,并用固基飞行模拟器进行模拟验证。其结果与理论计算结果相一致。     

模糊控制方法及其在飞控中的应用

对于较大的飞行包线，飞机对象的参数变化剧烈，采用常规控制方法往往不能保证在较大飞行包线范围内均取得良好的控制效果，基于此，提出了一种新型的自组织模糊控制方法，该对系统内部参数的剧烈变化具有很强的适应性，然后对飞机飞行控制系统的控制律设计进行了研究。用所提出的模糊控制方法设计了部分控制律，最后以某型国产飞机对象，采用飞机六自由度非线性仿真模型，在一个较大的飞行包线范围内，进行了飞行仿真，取得了良好的     

舰载飞机复飞决策与操纵研究

对舰载飞机着舰时的复飞决策、复飞操纵问题进行了研究。在建立舰载飞机着舰复飞的非线性飞行动力学模型的基础上,讨论了复飞包线的生成方法,重点研究了复飞操纵动作对复飞包线的影响,对不同的操纵方法进行了计算和比较,建立了复飞时最优的操纵规律及相应的复飞包线,开发了复飞决策及操纵模拟系统,对上述方法进行了模拟验证。仿真计算表明,优化操纵升降舵可以极大地缩小复飞危险区域,采用模糊控制器则可实现自动复飞。     

基于遥测数据的无人机飞行包线估算方法研究

飞行包线对于无人机的飞行安全至关重要。为了建立更加完善的飞行包线,提出了一种基于遥测数据的气动参数辨识方法结合可达集理论的包线估计综合方法;基于动力学方程建立无人机的气动参数模型,利用辨识模型的参数解算不同高度下的飞行包线,再利用线性系统理论与可达集理论扩展计算不同飞行包线下的相关极限飞行参数;最后,基于某型无人机实际飞行中记录的遥测数据,解算了该无人机的飞行包线,验证了该方法的可行性和有效性。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志，飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围，可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象，基于过失速机动飞行试验的数据，开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性，研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法；针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性，进一步构建深度神经网络，对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计，过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°，融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

多发涡轮螺桨飞机动力不对称时的飞行品质地面模拟实验研究

某四发涡轮螺桨飞机的动力不对称时的横侧向飞行品质,通过人-机组合地面飞行模拟实验的方法进行了研究。内容包括助力操纵和自动驾驶仪工作时出现发动机故障两种情况,本文介绍该地面模拟实验的方法和结果,以及对结果的分析,最后与同类型飞机飞行品质作了比较。实验结果与理论计算结果比较接近,其动态过程与AH-12飞机相似,但倾侧角变化略超出O.T.T.规范要求;驾驶员反映操纵力偏大,如果驾驶员准确地判断发动机故障,及时地操纵飞机,完全能保证飞机安全飞行。     

舵面损伤的气动模型及故障检测研究

针对飞机舵面损伤故障检测和诊断的气动模型和飞行状态限制，提出了在线故障模式预测方法，并使用某机的故障及正常风洞数据建立了舵面损伤非线性气动模型。最后，仿真验证了该方案的气动模型独立性、飞行状态及操纵的适应性。结果表明，该方法可提高自修复飞控系统中舵面损伤故障检测算法的适用性和工程应用能力。     

结冰飞机着陆阶段飞行安全包线确定及操纵应对策略

结冰会导致飞行安全包线收缩、严重威胁飞行安全,研究结冰后安全包线变化对于操纵应对策略设计及提高飞行安全具有重要意义。以美国国家航空航天局（NASA）的项目飞机GTM（Generic Transport Model）为研究对象,通过对飞机的气动参数进行多项式拟合,建立了结冰飞机纵向通道的动力学模型。为了得到能随结冰程度变化的安全包线,将可达性分析理论引入到对结冰飞机着陆过程的安全性分析。提出将正向可达集与反向可达集的交集作为飞行安全包线,其中可达集的确定是基于水平集方法求解哈密尔顿-雅克比方程的最优解。最后针对不同程度的结冰条件进行了操纵时域验证,并提出了相应的操纵控制策略。研究结果表明,轻度结冰对安全包线影响较小,整个着陆过程的飞行状态始终能在最优控制指导下保持在安全包线以内;但对于重度结冰,飞行安全包线收缩严重,常规操纵已经很难使飞机达到着陆要求,需要进行飞行状态改出处理。研究结果为指导飞行操纵及实时包线保护打下基础。     

基于神经网络自适应动态逆的结冰飞机飞行安全边界保护方法

考虑到飞机带冰飞行的安全问题，对结冰飞机进行安全边界保护成为一种有效的解决手段。基于神经网络自适应动态逆跟踪性能好、鲁棒性强的优点，提出了以安全关键飞行参数限制值作为神经网络自适应动态逆的输入，获取可用舵面偏转角的边界保护方法。建立了飞机本体动力学模型，采用高精度的数值模拟方法获得结冰数据库。设计了神经网络自适应动态逆控制律，通过在动态逆环节引入单隐层神经网络，对不确定性逆误差进行自适应补偿，增强了控制系统的鲁棒性。以俯仰姿态保持模式为例设计了结冰飞行闭环安全边界保护系统。以结冰飞机最小平飞速度的估算值作为飞机最低飞行速度，设计自动油门控制系统，实现对飞行速度的保护。通过仿真验证了设计的控制律具有较强的鲁棒性。对结冰严重程度线性增加情形下飞机状态参数的动态响应进行了分析。仿真结果表明，所设计的结冰边界保护系统，能够实现飞机在容冰飞行过程中对安全关键参数如迎角、飞行速度的实时保护。     

应用动态逆和时间尺度分离的BTT导弹控制

基于简化的ＢＴＴ导弹控制设计模型,应用非线性动态和时间尺度分离方法设计了一种非线性ＢＴＴ导弹自动驾驶仪,根据导弹实际的飞行高度和飞行速度,可以计算出导弹动力学系数的标称值,非线性动态逆法正是基于这些动力学系数的标移值,适适合于控制导弹作大空域飞行,六自由度仿真结果一步验证了方法是正确的与有效的。     

MIMO变结构飞行重构控制系统设计

基于滑模变结构控制,提出一种MIMO(multiple input multiple output)的飞行重构控制系统的频域设计方法.将滑模变结构控制与飞行重构控制相结合,解决了飞行重构控制技术中故障检测和系统参数辨识的问题.引入渐近观测器和hedge模型增加重构控制系统对衍生未建模动态的鲁棒性;引入作动器模型、输出饱和限制和驾驶员模型,使变结构重构控制系统设计方法变得更为有效和实用;以某型飞机的横航向飞行控制系统为例,进行设计模拟.结果表明:在飞机气动参数大幅突变和操纵面严重受损的情况下,飞机仍能保持良好的性能.      

Continuous morphing trailing-edge wing concept based on multi-stable nanomaterial

Morphing technology is one of the most effective methods to improve the flight efficiency of aircraft. Traditional control surfaces based morphing method is mature and widely used on current civil and military aircraft, but insufficiently effective for the entire flight envelope. Recent research on morphing wing still faces the challenge that the skin material for morphing should be both deformable and stiff. In this study, a continuous morphing trailing-edge wing with a new multi-stable nano skin material fabricated using surface mechanical attrition treatment technology was proposed and designed. Computational fluid dynamics simulation was used to study the aerodynamic performance of the continuous morphing trailing-edge wing. Results show that the lift coefficient increases with the increase of deflection angle and so does the lift-drag ratio at a small angle of attack. More importantly, compared with the wing using flaps, the continuous morphing trailing-edge wing can reduce drag during the morphing process and its overall aerodynamic performance is improved at a large angle of attack range. Flow field analysis reveals that the continuous morphing method can delay flow separation in some situations.     

一种针对结构损伤的非线性容错飞行控制方法

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。     

QFT force loop design for the aerodynamic load simulator

A dynamic load simulator which can reproduce on-ground the aerodynamic hinge moment of a control surface is an essential rig for conducting performance and stability tests of aircraft actuation systems. The hinge moment varies widely over the flight envelope, depending on the specific flight condition and maneuvering status. To replicate the wide spectrum of this hinge moment variation within some accuracy hounds, a force controller is designed based on the Quantitative Feedback Theory (QFT). A dynamic model of the load actuation system Is derived, and compared with experimental results. Through this comparison, a nominal model of the load actuation system with some uncertainty bounds is developed. The efficacy of the QFT force controller is verified by a numerical simulation, in which combined aircraft dynamics, flight control law and hydraulic actuation system dynamics of the aircraft control surface are considered     

基于机载实时模型的发动机执行机构 故障状态参数估计

为了对发动机的主燃烧室供油量控制器、喷管喉部面积控制器、风扇进口可调导叶角度控制器、压气机进口可调导叶角度控制器进行故障诊断,建立了基于简化n+1残量方法的非线性机载实时模型,并结合常增益扩展卡尔曼滤波器建立执行机构控制参数估计器,利用非线性部件级模型模拟飞行包线内发动机执行机构的软故障.仿真结果表明:执行机构控制参数估计器在飞行包线内能实现较高精度估计,且具有较好的稳定性.     

航空发动机控制律容错重组设计

针对发动机数字电子控制系统中传感器易于出现故障的特点,以某型发动机为例,采用基于控制律容错重组方法在飞行包线内的不同点上设计出了发动机容错控制器。仿真结果表明：该控制器具有很好的容错能力,故障情况下系统的动态品质与正常情况下系统的动态品质具有良好的一致性。