关于飞机横航向模态等效参数的确定

本文用阻尼最小二乘法在频率域内拟配装有控制系统飞机的横向运动,确定其模态的等效参数.文中针对飞机横航向运动耦合较紧,引入控制系统后飞机模态特性变化的特点,采用多种等效系统的数学模型,通过拟配对比,从中得出了较好的又简单的横航向等效系统模型。并根据飞机横航向运动的特点,提出了拟配时初值选取的原则,拟配实践表明,初值选取原则是可行的,拟配效果较好.最后,将拟配得出的等效系统和高阶系统,分别在简易飞行操纵模拟器上进行人一机闭环操纵模拟试验,两系统的反应基本一致。     

增稳飞机的等效系统数学模型研究

用等效系统的参数来评价增稳飞机的飞行品质,有时会出现与实际飞行情况不符的现象,当然造成这种现象的原因很多,本文仅从采用不同等效系统数学模型对增稳飞机系统拟配的影响进行某些探讨。通过用不同的等效系统数学棋型(包括纵向和横航向)拟配,比较拟配结果,分析差别原因,最后得出简便而又合理的数学模型。从而对MIL-标准中所建议的数学模型也有了一定理解.     

可重复使用航天器基于状态估计的再入飞行滑模控制器设计研究

给出了一种可重复使用航天器再入飞行鲁棒控制方法。在给定可用制导指令和干扰、不确定性的上界条件下，综合利用快慢双回路连续滑模控制方法，生成包括气动舵面和反推力控制系统（RCS）发动机的控制指令，得到了在建模误差和外界干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和解耦特性的气动角和姿态角速率跟踪结果。滑模控制抖振抑制逻辑利用李亚普诺夫方法，构筑滑模干扰观测器，并依据自适应增益调节思想，有效消除了控制抖振，保证了工程实际应用的能力。以某型可重复使用航天器为例，在考虑到模型不确定性、风扰以及测量噪声的情况下．通过不同的控制律设计结果对比表明，该方法高效、可靠。     

操纵系统非线性因素对飞机纵向驾驶员诱发振荡影响的探讨

采用描述函数法建立了含有非线性控制系统的人机系统数学模型,确定了系统的极限特性,探讨了极限环与驾驶员诱发振荡(PIO)之间关系和操纵系统非线性因素对PIO影响等。并以JJ7机为例通过人机系统数字仿真验证分析结果。     

反馈线性化飞行控制的应用问题研究

分析了反馈线性化飞行控制的奇异摄动降阶条件,讨论了外环解耦矩阵的奇异域和跟踪误差,建立了操纵面冗余时分配偏转指令的原则。用过失速转弯等机动进行了数值仿真验证。     

驾驶员—飞机系统特性的匹配分析

飞行品质好的飞机始终要求飞机的动力学特性与驾驶员操纵的动力学特性之间有高度一致的配合，本文以某电传操纵飞机为例，仅研究在驾驶员完成飞机俯仰跟踪任务时，在满足Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ准则条件下，驾驶员和飞机参数之间的匹配关系，以及系统特性与飞行品质之间的联系。     

返馈信号对飞机模态特性的影响

本文以 MИГ-21机为例,系统地计算和绘制了在 H=18000米、M=2.0飞行状态下,引入各种返馈信号后的飞机特征根值随返馈信号大小的变化规律,即系统的闭环根轨迹。并从飞行力学观点初步讨论了根轨迹变化的原因。全文分纵向和横侧向两大部分。计算分析所用系统仍为线性的,自动器为理想的。     

JJ-6飞机进入和改出尾旋的操纵规律的研究(二)

本文用BACTM理论配合时域动态响应研究JJ-6飞机进入和改出尾旋的操纵规律.文中所用的操纵面是副翼和升降舵。通过计算、分析,确定出可能出现尾旋的操纵区,最后探讨了进入和改出尾旋的机理.     

分叉分析在飞机非线性动力学中的应用

深入研究现代飞机大迎角下的线性动力学特性是当今飞行力学的重要研究内容。综述了非线性动力学系统定性方法中分叉问题的基本概念、数值计算方法和相关软件，重点介绍了分叉分析方法在飞机开环、闭环非线性动力学特性分析和大迎角控制律综合以及分叉控制方面的应用。     

驾驶员模型建模精度分析方法研究

针对频域内驾驶员描述函数和辨识方法和最小二乘的驾驶员模型参数的估计方法，按照严谨公式的规范条件建立了驾驶员模型建模精度评介公式，并对驾驶员完成俯仰跟踪任务时的仿真结果和驾驶员模型辨识结果进行了精度检验计算，同时还探讨了提高建模精度的有关技术问题。