推力矢量喷管控制系统的数字仿真研究

结合某型发动机推力矢量喷管研制的实际工作,确定了轴对称推力矢量喷管的控制方案,建立了轴对称推力矢量喷管控制系统的数学模型,对此作了数字仿真研究。仿真结果表明:某型发动机推力矢量喷管控制方案是可行的,可满足发动机的性能要求。     

战斗机推力矢量关键技术及应用展望

战斗机推力矢量技术可极大地扩展战斗机使用包线,提升飞行安全性,增强飞机作战能力,是航空领域的重要关键技术,是先进战斗机的典型标志之一。该技术涉及气动、进排气、发动机和飞行控制等多个领域,其综合实现是一项跨领域、紧耦合、高风险的系统工程。本文回顾了战斗机推力矢量技术的发展历程,分析了关键技术体系,结合中国首架轴对称推力矢量验证机的工程实践,阐述了大迎角内外流气动设计、推力矢量发动机、综合飞/发控制和战斗机过失速机动飞行验证等关键技术,展望了推力矢量技术对作战效能的贡献及未来的应用方向。     

带推力矢量飞机的重构飞控系统设计

带推力矢量飞机的重构飞行控制系统是由带推力知量的基本飞行控制系统和重构控制系统两部分组成。前者是加装推力矢量飞机控制的关键。后者是当飞机舵面或作动器发生故障后，利用矢量喷管进行飞控敏理构，可以使推力矢量再次发挥作用。以加装推力矢量喷管的飞机为研究对象，阐述了上述两种控制系统的详细设计方法，此法带有一定的普遍性，为进一步展开这方面的研究提供了参考。     

无人机综合飞行/推力矢量控制

以某无人机为背景,主要研究大机动时带推力矢量的综合飞行/推进控制系统的设计方法。应用非线性动态逆方法,根据无人机本身具有明显不同时间尺度差异的动力学特性,结合奇异摄动理论将控制变量按照响应快慢分为4个回路进行了控制器的设计与仿真;设计推力矢量控制和气动控制相结合的控制器,实现飞行和推力矢量的控制综合;将无人机的任务转化为对飞行控制的限制条件,对所设计的控制系统进行了数字仿真,结果表明所设计的控制器能够满足飞机做大机动时的控制要求。     

S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。     

过失速机动飞行模拟与操纵效能分析

在大迎角非线性气动力模型和推力矢量发动机模型的基础上,结合非线性控制方法和与常规飞行增稳控制模态转换方法,实现飞机常规飞行包线内和过失速区域的全范围飞行模拟,同时提出了过失速机动操纵效能分析方法。通过对推力矢量飞机操纵效能的全面分析,验证了推力矢量控制有效实现和显著提高过失速区的机动能力。飞机全状态范围的过失速机动飞行模拟与操纵效能分析将为现代高机动飞机过失速机动飞行试验提供重要的技术支持和理论依据。     

飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究

 提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。     

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.     

推力矢量控制对飞机操稳特性的影响

结合某典型飞机研究了推力矢量控制对飞机纵向和横航向操纵性、稳定性的改善作用,分别确定了俯仰推力矢量控制和偏航推力矢量控制与常规气动操纵面之间的交联关系,并且利用此关系和推力矢量飞机的动力学模型在过失速区域内进行了仿真计算分析。结果表明,推力矢量控制可使飞机的飞行包线有较大扩展,在大迎角情况下使飞机的操稳特性得到明显的改善;鸭翼与推力矢量控制能够很好地配合对飞机进行有效的控制。     

JAST设计得益于主发动机推力矢量

麦道公司领导的JAST研究组已选定“缩小尾翼”的设计,这种设计采用了可提高飞机性能(特别是在通常的偏离飞行范围)的主发动机喷管推力矢量技术。麦道/罗斯诺普·格鲁门/英国宇航公司研究组对主发动机喷管推力矢量技术是乐观的,他们认为这项技术很成熟,完全可用到JAST飞机上。据麦道公司的工程技术人员说,推力矢量将提高飞机的效能、使用灵活性和生存力。麦道公司的所有JAST方案     

直接力与推力矢量复合伺服控制技术研究

随着飞行器控制技术的发展,直接力、推力矢量等控制执行技术在飞行器控制领域得到广泛应用。直接力与推力矢量都具有对飞行器姿态控制效率高,精度好等优良特点。直接力在调姿过程中,系统动态过程平稳,但对于大姿态偏差情况下,直接控制的系统调整时间较长；推力矢量控制在面对大姿态偏差情况下,系统调整时间较短,但系统动态过程平稳性较差。本文结合直接力与推力矢量控制特点,设计了直接力与推力矢量复合控制策略。以某飞行器为研究对象,建立了飞行器的动力学与运动学模型以及直接力与推力矢量模型,提出了直接力/矢量推力复合控制技术的分配策略。经仿真验证表明,复合控制方法及控制分配策略使控制系统具有较快的响应速度和控制精度。     

推力矢量飞机自适应控制系统仿真平台研究

研究了具有自修复功能的推力矢量飞机自适应控制系统的结构功能特点,研究了RHO优化控制算法实现在线控制器设计,利用MSLS辨识算法实现在线飞行参数辨识和等价空间算法、传感器信息融合技术和概率统计理论实现FDI算法。并且根据系统各个部分的算法,采用面向对象技术语言VC 6.0和三维图形语言OpenGL开发了仿真平台,利用仿真平台实时演示了飞机存在舵面故障情况下的飞行控制系统运行仿真,解决了飞机飞行过程中存在舵面损伤和气动参数变化的问题,该仿真平台可以根据需求进行飞机故障加载,具备完备的推力矢量飞机自适应控制系统仿真功能。     

倾转旋翼机过渡段纵向姿态控制技术研究

针对倾转旋翼机既存在拉力矢量控制又存在气动舵控制的复杂操纵特性,在纵向模型的基础上,给出了过渡段操纵控制方案和过渡段转换控制方案。对过渡段平衡点进行配平,计算得出配平工作点处各通道的操纵量,并设计了走廊曲线。采用PID控制和模糊整定技术对过渡段飞行控制系统进行设计,实现了倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的平稳转换,并保持高度不变。仿真结果验证了所设计的过渡段控制方案的正确性和可行性。     

控制分配在复杂飞行控制系统中的应用设计

在常规反馈控制设计的基础上,将控制分配技术应用到多操纵面飞控系统的设计中,从而合理、有效地解决多个操纵面的协调操纵和综合分配问题,并应用控制分配算法完成综合飞行/推力矢量控制和操纵面故障重构控制两类应用设计。仿真表明,多操纵面飞控系统设计能够提升飞机机动性和安全可靠性,设计方法具有较好的工程应用价值。     

飞机总能量控制系统的研究Ⅰ——原理分析与系统设计

飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分析了总能量控制的基本思想,建立起包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,然后利用输出反馈和V规范型前馈解耦策略,对此系统进行解耦分析,设计出能实现飞行轨迹与速度间解耦控制的总能量控制律,并确定出系统的设计条件;最后以波音(Boeing)707飞机为对象,进行了具体的系统设计。     

推力矢量控制飞行的仿真研究

针对推力矢量控制飞行进行了仿真研究。推力矢量参与飞行控制,提高了飞机过失速飞行控制能力。在已建立的飞机和部件级的推进系统模型的基础上,进行了过失速机动飞行仿真,对推进系统常规控制与稳定性控制作了对比。      

带矢量喷管的一体化飞行/推进控制技术研究

本文对综合推力矢量飞行／推进控制系统的设计方法进行了研究,在充分考虑了推力矢量飞行、推进子系统之间的相互作用后,建立了带推力矢量综合飞行／推进控制系统的数学模型,结合推力矢量研究的特点,采用鲁棒伺服ＬＱＧ／ＬＴＲ设计法,进行控制系统的设计,通过仿真实验,证明设计达到了要求,方法可行