超机动飞机边界保护控制器设计

针对超机动飞机过失速机动的飞行安全问题,提出了一种飞行边界保护控制方法。首先采用动态逆控制方法解决了超机动飞机模型中的非线性和耦合性问题,然后通过求解超机动飞机的动态配平点的可达集,来确定飞机在任意飞行状态下的安全飞行边界,最后将所获得的动态边界集成到动态逆控制器中来约束飞机的机动范围,以降低超机动飞机完成过失速机动时的失控风险。仿真结果表明,所设计的飞行边界保护控制器能够改善超机动飞机过失速机动飞行时的指令跟踪效果,更好地完成Cobra等过失速机动动作,提高了飞行的安全性。     

超机动飞行的非线性反推自适应控制

为解决对象参数未知时的超机动飞行控制问题,设计了一种非线性反推自适应控制器。针对超机动飞行的非线性模型,适当选取Lyapunov函数和中间虚拟控制信号,同时通过自适应控制律的设计来调节未知参数并得到了最终的控制信号。仿真结果表明,即使模型参数未知,所设计的控制律也能在过失速机动条件下控制飞机跟踪指令飞行,同时保证了闭环系统的稳定性。     

民机航向道信标接收功能定量评估方法研究

针对民用飞机仪表着陆系统（ILS）航向道信标（LOC）接收功能试飞中机载LOC接收功能定量评估存在困难的问题，通过对LOC基本工作原理和机场LOC地面台信号的分析，并结合机场LOC地面台的飞行校验方法和校验结果，将试飞使用跑道LOC地面台本身存在的误差以及飞行校验的设备误差纳入考量，结合民用飞机机载LOC系统试飞科目的试飞方法和试飞内容，以相应系统规范的精度要求为依据，分为“飞机沿航向道飞行”和“飞机与航向道成夹角飞行”两种情况，制定出了一套现实可行的机载LOC接收功能定量评估方法。此外，用实际的试飞数据验证了该套方法的正确性和科学性，可作为目前国内仅作定性评估的有力补充和支撑，并且可为类似的系统提供定量功能评估思路、方法及验证路径的参考。     

飞机扭转敏捷性与飞行品质关系研究

借鉴模拟或试飞获得飞机绕飞行速度滚转且截获 90°倾斜角所需时间 TRC90 的技术,设计数字仿真用的飞机扭转敏捷性机动动作及其相应的舵面操纵规律。具体计算某机不同 H,Ma和 ny 下的 TRC90 和 TA尺度,以及定常水平盘旋飞行时的模态特性。讨论和分析飞机扭转敏捷性指标与飞行品质之间的关系     

基于Stateflow的自动飞行模式转换逻辑研究

现代民用飞机的自动飞行模式有很多种，且各模式间相互关联和影响，容易造成模式转换的混乱。为解决模式转换的混乱问题，对自动飞行模式转换逻辑进行了研究，分别梳理了飞行指引、自动驾驶仪以及横向和纵向模式转换关系。利用Stateflow搭建了自动飞行各功能的模式转换模型，同时利用Matlab的GUI搭建仿真的飞行控制板和自动飞行模式显示界面，模拟仿真飞机的自动飞行模式转换功能。最后通过预期的模式转换矩阵的方式验证平台中模式转换的正确性。     

飞机航路飞行的自动飞行仿真

给出了航路飞行自动飞行仿真的总体框架,介绍了采用分段线性函数描述控制指令的机动指令生成器算法,对机动指令跟踪器的控制律结构进行了设计,并对其参数进行了整定与调整。采用飞机六自由度模型对航路飞行过程进行了自动飞行仿真。仿真结果表明,飞机能够较好地完成航路飞行仿真任务。     

俯仰敏捷性评估与影响因素研究

建立了现代高机动性能战斗机俯仰敏捷性仿真计算数学模型和机动飞行时的操纵动作，以Ｆ－１６战斗机为例，计算并讨论了初始飞行状态以及飞行控制系统参数对战斗机俯仰敏捷性的影响。结果表明，选择适当的飞行状态，有利于更好地发挥飞机的俯仰敏捷性；降低飞机整体系统的阻尼，将有利于提高飞机的俯仰敏捷性；控制系统有关参数的设计，除考虑飞行品质要求外，还需综合考虑飞机敏捷性等方面的要求。     

超机动飞机动态逆-PID控制器设计

对超机动飞机在大迎角机动下的控制律进行设计,并完成相关仿真验证.通过引入推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机非线性数学模型;采用奇异摄动理论,将飞机状态划分为快慢变换不同的同路,分别应用动态逆设计飞行控制律;并采用PID控制补偿由于未精确建模带来的系统逆误差;最后对所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真.仿真结果表明,设计的控制律能在大迎角机动条件下控制飞机跟踪指令飞行,并保证闭环系统的稳定性.     

推力矢量飞机控制系统设计与仿真研究

针对某型推力矢量飞机提出了一套控制方案,较好地将理论与工程实践结合起来,解决了飞机在全包线范围内的飞行控制问题。该控制方案包括常规机动控制器、大迎角超机动控制器、控制分配器及轨迹跟踪控制器等几个主要环节的设计,完成的控制系统满足全包线飞行品质的要求,可实现对大机动轨迹的精确跟踪。最后,对此综合控制系统进行数字仿真并给出部分仿真结果,结果表明所提出的飞行控制系统设计方案是成功的。     

机动飞行下机载磁悬浮转子振动响应

为了探究机动飞行对机载磁悬浮转子振动响应的影响，建立了飞机机动飞行下柔性转子的运动微分方程和磁悬浮轴承 模型，使用基础运动的6个参数描述了飞机转弯和俯冲拉升2种机动飞行的完整过程，对1个磁悬浮轴承支承的单盘柔性转子进 行了振动响应数值计算分析。仿真结果表明：采用比例-微分控制的磁悬浮轴承转子系统在飞机转弯和俯冲拉升时，转子进动中 心会随着机动飞行过程发生偏移，转子振动增大，可能与磁悬浮轴承发生碰摩故障；采用比例-积分-微分控制时，磁悬浮轴承可以 以增大控制电流为代价减小机动飞行对转子振动的影响。为了实现磁悬浮轴承在航空发动机等机载旋转机械上的应用，在磁悬 浮转子系统设计时要充分考虑机动飞行对振动响应的影响。     

飞机推出和跑道掉头滑行行为计算方法

针对飞机推出和跑道掉头两种地面滑行特殊行为的位置和姿态计算问题进行了研究。从机场塔台管制运行模拟仿真的角度出发,提出了非完整运动学约束下飞机推出滑行和跑道掉头运动计算方法。依据飞机推出实际和非完整运动路径跟踪模型,设计出适合仿真推演计算的飞机推出运动求解方法。根据飞机跑道掉头的几何约束和转弯角运动约束,设计出开环控制下完整刻画飞机运动的求解方法。与动力学求解模型相比,该方法具有计算简便,适合于视景仿真驱动的优点,并通过数学仿真验证了方法的有效性。     

飞机机动指令生成器设计及蛇形机动仿真

分析了飞行仿真中飞机三自由度质点仿真模型机动指令生成器设计原理，并以蛇形机动飞行为例．建立了蛇形机动指令生成器数学模型。最后通过蛇形机动飞行仿真算例，验证了指令生成模型的合理性。结果表明，机动指令生成器能够完成仿真任务，从而将在飞机飞行仿真中得到广泛应用。     

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。     

超机动飞行的动态面Backstepping控制

设计了一种超机动飞行的动态面Backstepping控制方法.新控制律在保留Backstepping"递归"设计步骤的基础上,放弃了参数自适应律;通过构造滑动面变量并根据能达条件,来设计中间虚拟控制信号和最终控制信号;通过在"递归"过程中增加一低通动态滤波器,避免了设计过程中对某些非线性信号的微分,减小了控制律的计算量.数值仿真结果表明,新控制律较简单地实现了超机动飞行时良好的飞机操纵指令信号跟踪,且易于工程实现.     

俯仰姿态保持模式下飞机结冰边界保护方法

在研究飞机结冰机翼和平尾失速机理的基础上,以飞机迎角作为关键参数,飞机俯仰指令作为指令参数,提出一种基于飞机自驾仪的结冰后边界保护方法.通过引入铰链力矩检测模块,提前告警飞机失速,为边界保护提供了裕度.建立飞机纵向动力学方程,针对俯仰姿态保持（PAH）模式下机翼失速进行了仿真计算.结果表明:结冰条件下,通过铰链力矩的检测,飞机能在失速迎角为2°之前,进入边界保护模式,增加飞行安全的裕度.通过控制指令的限制,自动驾驶模式下飞机迎角能保持在失速迎角之内.      

跟踪飞机机动的自适应滤波方法

本文研究了对目标机动的最优检测问题,针对飞机主要有三种飞行状态:匀速直线运动、加速直线运动与圆运动这一特点,提出了既探测飞机机动又同时判断飞机作何种形式的机动的方法;并建议对飞机的不同飞行状态,采用相应的动态模型。在此基础上,给出了自适应滤波方法。最后给出的仿真计算果表明,自适应滤波方法有较高的跟踪精度。     

战斗机横向敏捷性评估与影响因素研究

建立了横向敏捷性的三个尺度－－ＴＲＣ９０，ＴＲＴ９０和ＴＡ的仿真计算模型和机动飞行中的操纵输入规律，并对具有现代飞行控制系统的Ｆ－１６飞机的横向敏捷性进行了数字仿真研究。结果表明：横向敏捷性尺度ＴＲＣ９０，ＴＲＴ９０，ＴＡ均是飞行高度、速度和迎角（过载）的函数，并对飞机横向敏捷性有显著的影响，飞机在高空低速下，以大过载机动飞行时，交获得较大的ＴＲＣ９０和ＴＲＴ９０。合理设计飞机飞行控制系统中的控制     

LQR与Fuzzy控制在飞机俯仰运动中的对比仿真

目的为解决传统PID控制控制参数固定、控制响应速度慢、超调量大,难以完成飞机自动驾驶仪俯仰系统控制的问题;方法分别设计LQR最优控制器和模糊控制器,并建立对应的Matlab控制模型进行仿真研究;结果阶跃响应仿真实验结果表明,飞机俯仰系统LQR控制器与模糊控制器比飞机俯仰系统PID控制器更好地实现对飞机俯仰角的控制,具有响应快速,超调小,误差小的优点;飞机俯仰系统LQR控制器比模糊控制器响应更快,跟踪性能更好;结论飞机俯仰系统模糊控制器在抗干扰鲁棒性、跟踪性能和稳态性能指标综合考虑上优于LQR控制器,更适用于实际的飞行环境。     

机动飞机／发动机设计参数的一体化选择

发展了一种机动飞机／发动机设计参数的一体化选择方法和软件。根据机动飞机的飞行任务要求，确定设计目标和约束，其中包括飞机性能约束和发动机部件设计约束，并以此对飞机的主要设计参数和发动机循环参数进行一体化优选。该软件由飞机几何、飞机质量、飞机气动性能、发动机非安装和安装性能、发动机质量和外廓尺寸、飞机性能、优化等模块组成。此软件已应用于已有机动飞机／发动机的改型方案论证和未来高机动飞机／发动机方案的分析研究，本文给出部分计算实例。使用此软件的经验表明，计算结果合理，计算精度和所需时间适合于飞机／发动机系统方案论证和初步设计。     

基于攻角预测模型的航空发动机高稳定性控制

研究了发动机稳定性控制问题.作战飞机在超机动飞行时,发动机进口流场畸变严重,采用常规控制并不能保证其稳定工作.针对上述问题,提出了基于攻角预测的发动机超机动飞行高稳定性控制器:首先建立了进气道攻角预测模型,以实时估计发动机进口流场畸变,并在此基础上用增广线性二次型调节器(augmented linear quadratic regulator,简称ALQR)方法设计了高稳定性控制器,最后在发动机/三自由度飞机综合模型平台上模拟大攻角飞行任务进行了数字仿真验证.数字仿真结果验证了提出的控制思想的合理性和可行性.