Implementation of tactical maneuvers with maneuver libraries

This study creates and combines the general maneuver libraries for fixed-wing aircraft to implement tactical maneuvers. First, the generalized maneuver libraries are established by analyzing the characteristics of tactical maneuvers required in battlefields. The 7th order polynomial is applied to both the creation of the maneuver libraries and the generation of the trajectories or flight paths for modal inputs. To track the desired trajectory, we design the Attitude Command Attitude Hold (ACAH) system and the Rate Command Rate Hold (RCRH) system using Model Following Controller (MFC). Moreover, the Line-of-Sight (LOS) guidance law is designed. In particular, the CONDUIT® is employed to optimize the gains so that the control systems meet the aircraft Handling Qualities (HQ) criteria. Finally, flight simulations are performed for the longitudinal loop, immelmann-turn, and climb-slalom-descent maneuvers to verify that tactical aggressive maneuvers are realizable via the combination of maneuver libraries. This study can contribute to the development of flight techniques for aircraft tactical maneuvers and to the revision of air force operational manuals.     

平面形状误差分离方法的比较分析

就十种典型的精密平面形状误差测量－分离方法的权函数及其零点，作了分析比较。按形状误差谐波抑制最小准则，论证了五点式正交逐次三点法、九点式正交逐次三点法、复合三点法、不对称二维混合法和不对称四点法优于其他方法，不对称四点法则较为理想。     

纵向短周期模态试飞方法和选择

对几种纵向短周期模态试飞方法及其适用性进行了初步分析。结合实际飞行经验,提出了初步判断飞机短周期特性及选择试飞方法。     

Karman型四边夹紧正交异性矩形薄板的中等大挠度

利用Galerkin方法分析了Von-Karman型四边夹紧正交各向异性矩形板。所设的位移函数为梁振型函数，它不仅能精确地满足边界条件，而且具有正交的特性，从而把复杂的非齐次非线性偏微分方程组化为一组非线性代数方程组，通过非线性方程组的线性化和可调节参数的修正迭代解法找出问题的解。实践证明，梁振型函数收敛很快，只须取出级数的前几项即可满足精度要求。最后求出了不同复合材料的挠度和应力值并同已有的结果进行了比较。     

基于ADS-33的直升机纵向操纵响应研究

美军航标ADS—33E—PRF对直升机操纵性的评价方法进行了重大革新，用带宽及相位滞后、动稳定性和快捷性来评价直升机的操纵性。本文首先对ADS—33E—PRF中有关带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性的要求和指标进行分析讨论；建立了带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性的计算模型，计算模型为线性模型并计入了操纵机构对带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性的影响。最后，计算了样例直升机纵向通道的带宽和相位滞后、动稳定性及快捷性，并给出了样例直升机纵向通道的操纵性品质等级。结果表明本文提供的方法能合理地评价直升机的操纵性。     

防止Ⅱ型驾驶员诱发振荡技术的研究

许多严重的飞行事故都与由速率限制引起的Ⅱ型PIO有关。针对如何预防PIO，首先介绍了自适应杆增益和软件限制环节的设计原理。然后以某带速率限制的电传飞机为例，运用同一理论，分析采用自适应杆增益和软件限制环节来改善速率限制的不利影响。仿真结果表明，自适应杆增益环节和软件限制环节都能抑制住PIO的发生，但两者组合加入抑制效果更好，飞行品质也能达到满意的程度。     

某型飞机横航向飞行品质研究

在分析横航向飞行品质评估准则和方法的基础上,利用等效系统法对某型先进战斗机进行了横航向等效系统拟配,在时域、频域内验证了拟配结果。按照美军现行的MIL-STD-1797A规范对该型飞机横航向飞行品质做出了评估,重点分析了操纵系统中反馈通道对横航向飞行品质的影响。研究结果对带电传操纵系统的第三代飞机的作战使用与飞行品质潜能的发挥有一定的参考价值。     

可动平尾对直升机纵向飞行品质的影响

简单介绍了直升机纵向飞行品质对平尾设计的基本要求，提出了可动平尾的设计思想，概述了直升机的可动平尾的工作原理及其工作环境。然后主要分析了可动平尾对直升机纵向飞行品质的有利影响，其中包括可动平尾的“主动控制”能力、“低速配平”能力和“总距配平”能力。分析表明，可动平尾设计是直升机构型造反和初始设计时一个较理想的方案。     

飞机横航向等效拟配模型的对比研究

针对电传飞机的横航向低阶等效拟配问题，根据国外新近规范及相关资料对飞机横航向等效模型及其拟配方法的提法，选用了五种适用于不同情况的等效系统数学模型，比较和研究了它们各自的特点；并通过对具体算例的计算，验证了各等效模型的适用范围及拟配方法的实用性；同时，对频率范围的确定，初值的选取等拟配计算中遇到的问题进行了探讨，提出了一些参考性建议。     

鹊克准则及尼尔一史密斯准则的应用

在采用MIL-1797-STD有人驾驶飞机飞行品质规范检验某第三代战斗机飞行品质过程中，在计算鹊克准则(即瞬时峰值比、上升时间及有效时间延迟)时，认为通过利用高阶系统传递函数求出的时间响应特性得出的结果比通过求解由飞机及控制系统组成的微分方程得出的结果更合理；在计算尼尔一史密斯准则时，提出了一种利用优化技术确定该准则的驾驶员参数kp和补偿τp1，τp2值的方法，取得了满意的效果．