直升机全包线协调转弯控制律设计及仿真

提出了一种应用多目标遗传算法设计直升机全包线协调转弯控制律参数的方法.将侧向过载和倾斜角稳态误差的设计要求转换为不等式约束,并以所有设计包线总体性能Pareto最优作为总目标,以各设计包线性能最优作为子目标,再应用多目标遗传算法自动搜索最优伞包线协调转弯控制律参数.最后,设计了某型直升机协调转弯控制律参数,仿真结果表明...     

直升机协调转弯机理分析及控制律设计

通过分析直升机协调转弯的工作原理并经仿真计算，确定了协调转弯控制律的结构和参数，完成了协调转弯控制律的设计。针对某型直升机协调转弯存在的具体问题，设计了退出协调转弯切换到航向稳定模态过渡过程中的瞬态处理方法，以克服退出转弯时的航向抖动问题。经试飞验证，该方案有效可行。     

基于MFCS直升机协调转弯模态设计

为了消除直升机的侧滑,在已设计完成的具有优良操纵特性的直升机显模型跟踪控制系统(MFCS)基础上,开发了协调转弯模态;按照直升机协调转弯基本要求,开发了基于 MFCS协调转弯模态控制律,给出了结构配置及系统参数设计方法。经仿真表明,所开发的直升机协调转弯模态具有优良的特性。     

扩展分支分析方法在飞行动力学中的应用

将分支分析和突变理论方法扩展后,应用于飞机全包线范围内平衡特性的连续计算和稳定性分析,提出了以扩展分支分析方法为基础的反馈参数连续调参的控制律设计方法。研究结果表明,扩展分支分析方法不仅能获得飞行性能指标,而且可确定非线性飞行动力学系统的稳定特性,是综合进行性能计算、品质分析及控制律设计的一种有效方法。     

应用保护映射理论的高超声速飞行器自适应控制律设计

针对高超声速飞行器包线范围广、参数变化大的控制需求,应用保护映射理论提出一种高超声速飞行器的自适应控制律设计方法。首先建立整个飞行包线内的线性变参数(LPV)模型,在参数变化边界点设计一个初始的控制结构和参数,然后基于保护映射理论分析初始控制结构使闭环系统稳定的参数范围,通过迭代自动获取整个包线内满足性能指标的控制参数,进而通过多项式拟合设计出高超声速飞行器自适应控制律。所提出的方法能够根据初始控制结构自动寻找一系列满足性能要求的控制器参数,并确定这些控制参数满足闭环系统稳定的设计范围。仿真结果表明,所设计的自适应控制律能够确保高超声速飞行器大包线的设计要求,实现闭环系统的鲁棒稳定。     

无人直升机自动航线飞行控制律设计与仿真

无人直升机具有悬停、小速度全向机动、大速度前飞等飞行能力,其飞行包线范围大,对飞行控制律设计的要求很高。无人直升机在进行自动航线飞行时,不仅涉及的飞行模态多,而且需要满足复杂的飞行航线需求。根据无人直升机复杂的航线飞行特点,对其航线飞行过程进行区域划分,针对不同划分区域,采用工程上常用的PID控制方法和衰减软化技术,设计了高度控制器、纵向位置控制器、横向位置控制器、协调转弯控制器和控制器问的切换算法,并进行典型航线飞行的数字仿真。仿真结果显示,无人直升机飞行航迹与设定航线的重合性较好,模态切换稳定平滑,从而验证了无人直升机自动航线飞行控制律设计的正确性,为后续工程应用奠定基础。     

某小型无人机控制律设计

切换控制律结构和参数是工程中常用的用来解决无人机非线性控制问题的方法。然而,传统切换方法极其依赖于设计者的工程经验。为此,结合某空中投放无人机的控制需求,作者设计了姿态拉起控制律和空中巡航控制律,并将模糊聚类划分与调度理论引入到控制律设计过程。本文首先针对样例无人机垂直投放的情况,设计基于角速率的拉起控制律。然后,应用GK(Gustafson-Kessel)模糊聚类划分算法计算全包线典型线性模型,对典型模型运用根轨迹的方法设计巡航控制律,在配平附近区域获得较好的控制品质,并结合划分得到的隶属度函数设计基于TS(Takagi-Sugeno)模糊模型的增益调度机制,在包线范围内根据飞行状态调节控制律参数。最后,进行了仿真验证。     

某型无人直升机前飞段仿真建模与试飞验证

针对某型无人直升机无铰式旋翼技术验证和飞行试验需求,建立了能够用于实时仿真的非线性飞行动力学模型,并基于经典PID控制算法完成了飞行控制律设计。为验证理论模型准确性和控制参数合理性,相继开展了盘旋飞行和大速度飞行的半物理仿真和飞行试验,并基于飞行试验控制效果评估完成了部分控制参数的优化设计。数据分析表明:半物理仿真和飞行试验的时域响应和配平特性均吻合较好,验证了非线性飞行动力学模型的准确性;飞行试验中无人直升机姿态和速度响应均能够较好地跟踪其设定值,所设计的飞行控制参数能够满足某型无人直升机稳态飞行控制要求。     

航空发动机主燃油执行机构容错控制

为了在主燃油计量活门位移传感器出现故障时仍能实现航空发动机全包线范围内的转速自适应控制，根据航空发动机 转速自适应控制原理提出了一种基于零极点配置原理的容错控制方法，根据高压转子转速控制计划与实测转速之间的误差对主 燃油控制电液伺服阀电流进行闭环运算，并运用零极点配置原理将控制参数与转速自适应控制相融合，参数在全包线范围内随发 动机状态变化进行自适应调整，通过半物理模拟试验对该容错控制方法进行了验证。结果表明：该容错控制方法能够在全包线范 围内保证数字电子控制系统稳定工作，并具有较好的稳态和动态性能，发动机高压转子转速稳态波动量在±0.15%以内，超调量和 下降量分别在0.63%和0.61%以下，而且容错控制方法实施方便、自适应性强，对提高航空发动机数字电子控制系统的工作可靠 性具有重要作用。     

多模型切换控制及其在BTT导弹设计中的应用

研究了一类可以抑制切换时刻输出跳跃的多模型切换控制器的设计问题。基于参数化特征结构配置结果及模型跟踪方法,设计了满足输出跟踪性能并使多模型系统中各闭环子系统渐近稳定的多模型切换控制律集合。充分利用参数化特征结构配置方法提供的全部自由度,协调选取各子系统控制律中的参数来抑制切换时刻的输出跳跃。将本文提出的方法应用到某型倾斜转弯导弹自动驾驶仪设计中,仿真结果表明导弹的输出过载迅速准确跟踪制导指令,并且切换抖动得到有效抑制。     

应用轨迹优化策略的直升机任务科目基元仿真

任务科目基元的飞行试验是ADS-33E-PRF对直升机飞行品质的判定标准。针对直升机设计过程中飞行品质难以事先评定的特点,提出了一种基于轨迹优化策略的直升机任务科目基元数值仿真方法。该方法将飞行品质规范对直升机位置、姿态和速度的限制处理为状态量的边界约束,以完成任务科目基元的时间为目标函数,结合直升机自身的性能和安全性约束,建立了针对任务科目基元的直升机轨迹优化模型。求解该模型得到直升机完成相应任务科目基元所用的时间,便可定性判断直升机飞行品质是否满足ADS-33E-PRF对这一任务科目基元的要求,从而在设计之初对优化直升机总体设计参数提供参考。对某型直升机悬停转弯机动科目进行仿真计算,验证了该方法的正确性和有效性。     

直升机飞行动力学逆问题研究综述

直升飞机动力学逆问题是已知运动的控制规律,对直升机机动飞行和现代飞行控制律设计有重要意义。根据直升机飞行动力学逆问题研究的现状,概述现代飞行动力学逆问题的研究内容及进展,重点分析直升机逆仿真技术的特点,讨论直升机最佳机动控制与非线性控制律设计的途径与方法,展示直升机逆问题研究的前景以及存在的问题,供直升机设计和飞行动力学研究人员参考。     

Numerical modeling of helicopter flight on a prescribed trajectory

A method is proposed that allows searching for the required helicopter control of the flight on a given trajectory in a three dimensional space based on the mathematical (simulation) model. An implementation algorithm is provided. An example of computing the helicopter flight trajectory is given for a steady level turn regime.     

某型直升机半物理仿真系统的设计

飞控计算机是现代直升机控制的不可缺少的设备,研制功能完善的高性能飞控计算机是直升机发展的重要一步。在飞控计算机应用到直升机上之前,需要对其进行较为全面的仿真测试。本文结合飞行控制律的设计,开发了用于对飞控计算机进行全面测试的半物理仿真系统。主要完成了模型的建立和仿真;研制了基于嵌入式操作系统VxWorks及仿真工具软件MATLAB的主仿真系统,并进行了调试。通过对其开环和闭环的调试以及仿真结果的分析表明,该系统对发送的飞机姿态信息能够进行实时显示和处理,满足飞行品质技术指标要求,半物理仿真结果可真实可靠地反映直升机的飞行过程。     

武装直升机飞行控制系统和综合火/飞系统的组合智能控制

 讨论了专家系统与人工神经网络相结合的一种控制方法，并将这种方法成功地用于直升机飞行控制系统和综合火/飞系统的设计。同时，针对某型直升机用数字仿真证明了这种方法的优点和良好效果。     

直升机飞行动力学数学模型研究特点分析

根据国内外直长机数学模型研究情况,从飞行动力学角分析直升机数学模型的特点。重点讨论了不同研究目的直或机飞行动力学模型的区别,即分别对以非实时数值仿真,实时数值仿真和控制律设计为目的的直升机模型进行分析,阐述其在模型的运动方程数学形式,子模型的复杂性和选取,模型精度以及模型的应用范围等方面的特点,并简要介绍了目前用于直升机飞行动力学特性研究的综合分析软件系统和试验相关性研究。     

直升机飞行控制系统的快速原型设计

针对直升机飞行控制的特点，结合国际直升机界的研究热点，提出了直升机飞行控制的快速原型设计方法，该方法分利用当今计算机领域的最新技术，在不牺牲系统性能的前提下，以最低的成本，最快的速度，构建最小规模的实时系统和直观的控制系统设计界面，并提供完整的验证手段。     

小型无人直升机建模与鲁棒飞行控制研究

以某小型无人直升机为对象,采用分体法分析了机体各部分受力情况。根据力与力矩的平衡关系,获得了无人直升机完整的非线性飞行动力学数学模型。基于所建模型,进行了所有飞行状态下无人直升机的配平计算。根据配平结果,获得了悬停时的线性状态空间模型,在考虑风扰动前提下,采用H∞静态输出反馈控制方法对无人直升机内外回路控制器进行了设计。仿真结果表明,所建模型的配平结果与实际直升机特性基本相符,验证了模型的有效性;H∞综合控制方法较好地实现了对扰动下无人直升机状态的控制,表明该算法具有良好的鲁棒性、解耦性及跟踪特性。