综合飞行/推进控制系统的鲁棒设计方法

基于凸多面体线性系统族镇定方法和航迹准稳态运动概念，研究了现代攻击机的综合飞行／推进控制系统的鲁棒设计方法。该方法根据航迹准稳态运动的条件。生成航迹准稳态运动的期望控制量和状态量，以航迹准稳态运动为基准运动建立综合系统的线性系统族模型，采用凸多面体线性系统族鲁棒镇定方法设计了综合控制系统的反馈调节控制器。数学仿真表明，所设计的综合控制系统对攻击机推进系统输出推力的变化具有大范围的鲁棒性，在推力开环控制下能够获得良好的系统动态性能和战术性能。     

仅调节发动机推动的应急飞行控制研究

研究并开发仅调节发动机推力大小来控制飞机航迹的增强控制模态，有效地抑制了飞机纵向的沉浮运动，侧向的荷兰滚运动，从而当飞机舵操纵系统失灵后，只调节发动机油门，使飞机安全着陆。     

基于总能量理论的着舰飞行/推力控制系统

为提高舰载飞机在低动压着舰条件下飞行操纵性能和实现飞行航迹/速度之间的解耦,首先设计了阻尼器,使飞机的短周期阻尼达到了一级飞行品质的要求;然后,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21 rad/s。仿真结果表明,该系统能够在保持速度恒定的条件下实现航迹角的快速响应,而且对气动参数摄动具有较强的鲁棒性。     

TF／TA^2飞行航迹控制器设计

主要研究了在已知最优航迹的基础上飞机航迹跟随控制的设计方法，给出了控制器结构和算法。     

基于非线性优化控制理论的民机失速恢复控制

民用飞机在进入大迎角浅失速后,气动力会出现滞环、陡降等强非线性现象,航迹也变得不稳定。为解决上述问题,利用分支分析方法分析飞机临近失速区时的控制特点,指出其振荡区域,多配平点等;根据非线性最优化控制理论,设计大迎角失速区的自动恢复控制器,用Galerkin近似算法,计算次优控制器参数,并对飞机下降航迹的进入失速和恢复进行仿真验证。结果表明：控制器可以很好地控制飞机改出浅失速状态,恢复正常航迹。     

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。     

基于非线性优化控制理论的民用飞机失速恢复控制

民用飞机在进入大迎角浅失速后,气动力会出现滞环、陡降等强非线性现象,航迹也变得不稳定。为解决上述问题,利用分支分析方法分析飞机临近失速区时的控制特点,指出其振荡区域,多配平点等;根据非线性最优化控制理论,设计大迎角失速区的自动恢复控制器,用Galerkin近似算法,计算次优控制器参数,并对飞机下降航迹的进入失速和恢复进行仿真验证。结果表明:控制器可以很好地控制飞机改出浅失速状态,恢复正常航迹。     

舰载飞机着舰航迹角控制器设计

为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指令和保持飞行速度基本不变,且对于气动参数的摄动具有较好的鲁棒性。     

基于H_∞模型匹配的应急飞行控制研究

研究了当飞机常规操纵舵面失效时 ,通过调节飞机发动机推力大小来操纵飞机的飞行问题。采用 H∞ 模型匹配的方法 ,设计动态补偿器 ,使只调节发动机推力的飞机所表现的特性与在常规舵面操纵下的飞机所表现的特性相近似 ,从而使飞行员能在操纵舵面失效的情况下 ,按常规操纵的方法通过控制飞机发动机推力来操纵飞机 ,实现应急控制。仿真验证了这种方法的有效性。     

飞机机动飞行时的隐模型控制器设计

为提高飞机的过失速机动能力，参考X-31A飞机的飞行控制系统模型，对非线性因素如气动力、陀螺惯性耦合以及重力影响进行补偿后，按飞行品质要求采用隐模型跟踪法设计了某机的反馈控制器，计算仿真表明，该控制器能够较好地发挥飞机的操纵潜力，可使飞机在获得较好的过失速机动能力的同时具有较为满意的飞行品质，引入推力短量控制，可增加飞机的操纵效能，从而增强控制器效果。     

基于稳定逆的飞机纵向自动着陆控制律设计

针对着陆过程中飞机对象的非最小相位特性,设计了基于稳定逆的飞机纵向自动着陆控制律.通过求解系统内部动态的有界解,设计了系统对于期望轨迹的稳定逆;基于相对阶的概念设计了光滑、连续的进场着陆期望轨迹.由稳定逆产生期望控制输人和状态轨迹,反馈控制器克服飞机参数不确定性及外界干扰.仿真结果表明,所设计的自动着陆控制律具有精确跟...     

F/A-18E/F全自动着舰飞行特性分析

以F/A-18E/F舰载机为对象,针对航迹精确控制和安全性要求,分析了舰载机全自动着舰飞行特性。首先,基于自动着舰控制系统,建立了全自动着舰飞行控制系统的动力学模型;然后,对下滑轨迹纠偏与控制能力、控制器指令响应特性、变换下滑道机动特性进行了仿真分析。仿真结果表明,在全自动着舰安全边界范围内,舰载机能在较短时间内将航迹控制在理想下滑线附近;控制器具有良好的高度变化率、俯仰角、俯仰角速度等状态指令响应特性及控制面指令响应特性;F/A-18E/F变换下滑道机动则需要配合油门完成,说明仅通过平尾控制实现该机动并非安全着舰的必要条件。     

Automatic landing system using neural networks and radio-technical subsystems

The paper focuses on the design of a new automatic landing system(ALS) in longitudinal plane; the new ALS controls the aircraft trajectory and longitudinal velocity. Aircraft control is achieved by means of a proportional-integral(PI) controller and the instrumental landing system– the first phase of landing(the glide slope) and a proportional-integral-derivative(PID) controller together with a radio-altimeter – the second phase of landing(the flare); both controllers modify the reference model associated with aircraft pitch angle. The control of the pitch angle and longitudinal velocity is performed by a neural network adaptive control system, based on the dynamic inversion concept, having the following as components: a linear dynamic compensator, a linear observer, reference models, and a Pseudo control hedging(PCH) block. The theoretical results are software implemented and validated by complex numerical simulations; compared with other ALSs having the same radio-technical subsystems but with conventional or fuzzy controllers for the control of aircraft pitch angle and longitudinal velocity, the architecture designed in this paper is characterized by much smaller overshoots and stationary errors.     

无人机着陆控制的特征结构配置方法实现

针对无人机纵向着陆系统的控制需求,采用特征结构配置方法的设计方案。阐述了全状态反馈理论基础上的特征结构配置的原理以及根据设计指标确定特征结构配置的方法,并对某型无人机纵向飞控系统动态响应进行分析,给出仿真实例。仿真结果表明,应用特征结构配置方法设计出的控制器,能够使飞机准确地跟踪期望轨迹,满足系统动态性能要求。在工程中具有一定的实用价值     

微型飞行器过失速降落轨迹跟踪控制设计

采用基于张量积的T-S模糊建模与控制方法,对微型飞行器过失速降落纵向运动的轨迹跟踪控制问题进行了研究。首先,建立了过失速降落中飞行器纵向运动的线性变参数动力学模型;然后,通过张量积模型转化方法,将线性变参数模型转化为张量积胞体模型,基于该模型设计了并行分布补偿控制器,用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的稳定性,并推导了区域极点配置条件以获得更好的暂态响应性能;最后,对飞行器的过失速降落过程进行了仿真,验证了所设计的跟踪控制器的有效性。     

Adaptive vector field based accurate homing control of aerial delivery systems

This paper investigates the homing control problem of a flexible aerial delivery system with external wind, at-mospheric turbulence, and aerodynamic uncertainties. An accurate homing control strategy is presented, consisting of a trajectory generation algorithm and a lateral tracking controller. A high-altitude trajectory generation is de-veloped with system characteristics explicitly considered to generate the desired trajectory for the aerial delivery control system design. It significantly compensates for the altitude deviation of the existing multiphase theory based trajectory generation methodologies. A novel adaptive vector field control law is then designed to accom-plish the lateral tracking maneuvers. The key feature of the proposed method is that the complete lateral closed-loop control, including position and heading angle loops, is achieved in the presence of disturbances and dynamic uncertainties. The homing control with high landing accuracy is therefore achieved. Simulation and hardware-in-loop testing results are finally presented to validate the proposed method’s effectiveness compared to a conventional homing control scheme.     

复杂环境下翼伞系统的组合式航迹规划

传统翼伞系统的航迹规划主要考虑落点精度及逆风着陆等指标,而当空投区域环境较为复杂,在翼伞系统归航路径上存在障碍时,如何规避这些障碍也成为翼伞系统航迹规划所必须要考虑的因素。针对翼伞空投过程有可能遇到高山或者高大建筑物阻碍的问题,提出了一种复杂环境下翼伞系统的组合式航迹规划策略。该方法将翼伞空投的区域分为障碍区和着陆区,在障碍区中采用快速搜索随机树（RRT）算法进行可行路径搜索,考虑到RRT算法生成的轨迹包含棱角,导致路径不够平滑的问题,结合翼伞系统质点模型的运动特性,对其进行了适用性改进,以使规划的航迹满足实际翼伞空投需求。为了解决RRT算法搜索方向随机,难以满足逆风着陆的问题,当翼伞系统进入着陆区后采用分段归航的方式设计航迹,并借助遗传算法（GA）求解目标参数,实现翼伞系统能量控制及逆风着陆。提出的复杂环境下翼伞系统的组合式航迹规划策略求解速度较快,能够同时满足翼伞系统避障、能量控制及逆风着陆要求,得到的参考航迹较为平滑。     

舰载机人工进场着舰精确轨迹控制技术

进场着舰精确轨迹控制是舰载机设计的难点和关键技术之一。首先，对舰载机人工进场着舰轨迹及精确轨迹控制的应用需求进行了讨论，指出其必要性和直观的有益效果；随后，讨论了舰载机进场着舰精确轨迹控制的演变过程、发展趋势及涉及的等角下滑航迹率控制技术、进场动力补偿技术、直接力控制技术、DP（Delta flight Path）控制技术等关键技术；最后，讨论了舰载机进场着舰精确轨迹控制对减轻驾驶员操纵负担、降低触舰点分散度、减小触舰载荷等方面的收益。研究工作对舰载机的精确轨迹着舰控制系统设计具有一定的工程指导价值。     

VTOL Aircraft Control Output Tracking Sensitivity Design

A method is presented for reducing trajectory sensitivity and achieving robust asymptotic tracking for linear feedback systems when there are parameter perturbations and disturbance inputs. The controller consists of a servocompensator containing the modes of the reference signals and disturbance inputs, a stabilizing feedback loop, and a feedforward compensator. Application of the method to the design of a vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft flight control system is discussed. The use of a precompensator allows performance maneuvers such that the aircraft tracks desired trajectories and the feedforward and feedback signals aid in reducing the trajectory sensitivity to variations of parameters due to change in airspeed and to wind gust. Simulation results are presented to show the robust tracking, disturbance rejection, and sensitivity reduction capabilities of the flight control system.     

基于高斯伪谱法的翼伞系统复杂多约束轨迹规划

翼伞系统在实际环境中飞行时易受到风场以及地形环境等复杂干扰的影响,无法精确归航,控制难度较大。针对该问题,提出了一种针对复杂多约束条件的翼伞系统的最优控制轨迹规划方法,可同时实现翼伞系统在复杂环境下逆风对准、精确着陆以及控制量全局最优的控制目标。首先,建立了风场干扰下的翼伞系统模型;然后,通过引入地形环境曲面,将复杂环境转化为实时路径约束,将轨迹着陆偏差以及逆风雀降转化为终端约束,并考虑控制量消耗最小为目标函数,以此将复杂环境下的翼伞系统的轨迹优化转化为一系列非线性的带有复杂约束的最优控制问题;最后,采用高斯伪谱法将多约束最优控制问题转化为易于求解的非线性规划问题。通过设立3组复杂环境仿真实例和实验验证,表明本文方法使翼伞系统在多种较恶劣的复杂环境中有效应对多类约束条件,规划出控制量全局最优的可行轨迹。与已有的混沌粒子群优化算法相比,本文方法具有较好的最优性和较高的精度。