“直接侧力控制”飞机的闭环特性分析

本文是《关于直接侧力控制的初步研究》(参考文献)的继续。该文讨论了各种不同控制模态的解耦控制规律。本文在此基础上,讨论 DSFC(Direct Side ForceControl-——直接侧力控制的缩写)飞机的闭环特性。分析表明,DSFC 飞机的返馈与常规飞机的返馈有所不同。它要受系统解耦网络的支配,返馈系统同时偏转各直接侧力控制面。因此,返馈对飞机动特性的影响也有所不同。通过算例得到了某些结论,对进一步开展关于 DSFC 的研究,有一定参考价值。     

飞机直接侧力控制律设计

采用直接侧力控制可消除常规飞机在航迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式,这对横航向运动优点更为突出。文中首先对飞机直接侧力控制的三种基本运动模式进行了分析。然后简述了用特征结构配置和模型跟踪技术计算反馈和前馈增益以设计输出解耦控制系统的主要步骤。最后以CitattonⅡ型飞机为算例,设计了其直接侧力控制律。计算结果是令人满意的,说明所采用的原理和方法对直接侧力控制律的设计是行之有效的。     

头部鼓包对不同截面机身侧力影响研究

 飞机或导弹在大迎角下飞行时会形成非对称涡,从而产生很大的侧滑力和偏航力矩。为了寻求消除侧滑力和偏航力矩或利用流动的非对称来提供飞机飞行所需的航向控制能力,研究了机头上放置小鼓包对3种不同截面的机身前体模型的影响。研究过程中采用了风洞测力和水洞流动显示的实验方法。结果表明,在20°~70°的迎角范围内,鼓包对圆锥的影响最大,对椭圆截面模型有一定的影响,对带棱截面模型的影响最小。鼓包越靠近前体头部,对侧力的影响越大。对圆锥柱体模型鼓包只能改变侧力最大值出现的迎角,而对减小最大侧力值作用不明显。对椭圆截面模型,可使最大侧力系数从1.98降到0.53,很大程度上降低了侧力。带棱截面模型对鼓包的大小和位置均不敏感。     

随控布局飞机控制回路的构成与分析

本文以一种随控布局战斗机为背景,探讨了飞机采用放宽静稳定度、机动载荷控制和直接力控制技术后的控制问题。文中分析了基本控制回路的各个组成部分:增稳回路、法向加速度回路及前缘襟翼控制回路。着重分析了直接力控制回路的构成,开闭环复合去耦,交叉传动比选择方法及典型控制作用下的过渡过程。目前,国外对随控布局飞机的研究已进入新阶段,即重点发展新的飞行控制概念,研究六自由度独立操纵和新的自动控制功能,以便增强飞机机动格斗能力,并与新的火控系统、导引系统耦合,实现精确的轨迹控制。这一发展计划的关键是如何实现直接力控制,在保证飞机常规的飞行状态外,还可以使飞机具有机身瞄准、零侧滑平转弯和平移等非常规飞行状态。这些新的飞行状态的建立和运用,对提高飞机的战术技术性能将起决定性作用。由于资料的缺乏和零碎,特别是回路的构成方面还缺少比较完整的分析。本文的目的是想通过一个机型（CCV YF-16）为背景进行这方面的探讨,为进一步研究和掌握这种新技术提供一定的参考。     

飞机抗侧风着陆系统

 由于侧风对安全着陆的危害,以及常规飞机抗侧风着陆系统的固有缺陷,使飞机设计者的目光日益投向主动控制设计技术。70年代初期曾有众多的学者纷纷提出CCV直接侧力控制的设想。并预言将直接侧力主动控制技术用于抗侧风起飞与着陆将是最典型和最有效益的应用。为便于对比,本文将提出三种不同的抗侧风控制系统方案,即     

基于EBA-FLC的飞机急滚机动分支分析与控制

结合扩展分支分析(EBA)和模糊逻辑控制(FLC),提出了一种新的闭环分支控制方法,即EBA-FLC方法,并将其应用于某机动飞机的无侧滑滚转机动研究。揭示了飞机全局非线性动力学特性,实现了无侧滑滚转机动的闭环分支控制,使飞机在大范围内具有期望的动力学特性,改善了飞机无侧滑滚转机动的动态和稳态特性。     

基于全局灵敏度分析的侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响

考虑飞行载荷计算中使用的气动导数存在不确定性,利用基于方差的全局灵敏度分析(GSA)方法,结合偏航机动的动力学模型,分析了侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响。以某型飞机为例,运用该方法得到侧向气动导数的全局灵敏度排序。结果表明:侧滑角、阻尼贡献的垂尾侧向载荷及垂尾侧向总载荷受全机侧力系数对侧滑角导数的影响最大,受航向静稳定导数及方向舵操纵效能的影响次之;方向舵偏度贡献的垂尾侧向载荷只受全机侧力系数对方向舵偏度导数的影响;无尾飞机侧向载荷主要受航向静稳定导数、方向舵操纵效能及无尾飞机侧力系数对侧滑角导数的影响;偏航阻尼导数基本不影响各侧向飞行载荷。同时也验证了方法的有效性,对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

姿控式直接侧向力与气动力复合控制策略设计

针对自旋导弹直接侧向力与气动力复合控制问题,提出一种分阶段复合控制策略,该策略充分考虑了直接侧向力离散控制和空气舵连续控制的特点,将弹体迎角和侧滑角响应过程分为上升段和保持段以实现快速精确跟踪。上升段考虑固体脉冲发动机的快响应特性,利用整数线性规划(ILP)得到了需要开启的脉冲发动机数量,产生直接侧向力控制导弹快速建立迎角和侧滑角。保持段则基于动态逆控制和自抗扰控制技术,通过空气舵控制迎角和侧滑角稳定在期望值,以克服侧向喷流干扰效应和大迎角飞行带来的非线性耦合的影响。仿真结果表明,依靠直接侧向力与气动力的分时串联作用,可以有效地抑制复合系统的外扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

考虑螺旋桨滑流影响的垂尾飞行载荷设计

依据CCAR-25部偏航机动的设计准则,研究了螺旋桨滑流对垂尾载荷设计的影响.以T型尾翼布局、桨叶右旋的某支线客机为例,分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响:拉力系数越大,则滑流对飞机侧向力系数和偏航力矩系数的影响越大;在负侧滑时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著;正侧滑时,滑流对飞机气动特性的影响较小.基于飞行力学六自由度非线性微分方程,开展了有/无滑流影响情况下偏航机动仿真和垂尾载荷设计.结果表明:螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值增大,算例飞机的垂尾侧向力、弯矩和扭矩限制载荷分别增大5.21％、8.21％和4.85％.     

非零侧滑角大迎角细长体侧向力控制规律实验研究

通过风洞实验方法研究了非零侧滑角状态下,大迎角细长体模型的侧向力和偏航力矩变化规律。并且应用主动流动控制技术,对非零侧滑角模型的侧向力和偏航力矩加以控制,研究其有效控制的侧滑角范围和控制规律。研究结果表明:在迎角α=55°、侧滑角β=-24°~+24°范围内,改变细长体模型头部微扰动摆振片的平衡周向角位置(有效周向角位置在±16°之间变化),模型侧向力和偏航力矩呈线性变化规律。此项力和力矩线性控制技术为飞行器在大迎角高机动飞行发生侧滑时,实现恢复及保持安全姿态飞行,提供一种有效飞行控制新方法。     

C-17飞机飞行控制系统分析

从飞控系统设计要求和飞控系统控制模态等几个方面，分析了C-17飞机电传飞控系统的构成和特点，C-17飞机作为现役大型军用运输机的范例，成功地实现了多项先进控制技术，以机械操纵系统为备份操纵的三轴四余度数字式电传飞控系统和自动控制系统相结合，使飞机运输能力、在战区的适应能力和生存力方面得到很大提高。采用直接力控制、自动油门和动力增升装置等，极大地提高了飞机的性能和完成任务的能力。迎角、侧滑角和速度等飞行边界限制增加了飞行安全性，减轻了驾驶员操纵负担。     

横侧静稳定性的一定分析方法

通过对迎角、侧滑角、后掠角等概念的几何意义进行确认，从几何上确定了各迎角间的关系，在不改变几何意义的基础上对有侧滑和无侧滑时的迎角关系式进行近似处理，并运用目前通行的方法推导了由侧滑导致的后掠翼飞机的滚转力矩公式，对后掠翼飞机横侧静稳定性的分析提出一种较准确的方法。     

连接翼布局直接力控制可能性的初步探索

对连接气动布局实现直接力控制的可能性进行了初步的探索。通过前、后机翼的长降舵面的不同偏转角组合，分别产生直接升力，侧力和阻力，提高了飞机的气动性能，并改善了控制的响应品质，给飞机提供了独立的姿态或轨迹控制的非同寻常的运动模态。增加头部鸭翼可进一步提高和改善了连接翼布局的直接升力特性。     

基于交叉补偿的开环加闭环反馈控制的协调转弯结构方案设计及仿真验证

现代飞机气动布局的设计导致其荷兰滚运动模态的振荡阻尼减小,使其侧向机动性、协调转弯等控制性能变差。为改善侧向控制系统性能,提高飞机的协调转弯能力,在简要分析早期侧滑转弯姿态控制系统存在的缺陷基础上,基于飞机协调转弯原理,采用开环补偿加闭环负反馈控制思想,设计了一种飞机协调转弯控制方案,该方案增大了飞机荷兰滚运动模态阻尼,减小或基本消除飞机转弯过程中的侧滑,提高飞机协调转弯控制性能。大量仿真显示,所设计的飞机协调转弯控制方案设计是合理可行的。     

直接升力控制开环控制律设计

本文分析了直接升力控制的基本模式,并从飞机纵内线化运动方程出发,分别在时域及频域内对直接升力控制律进行了设计。最后以Citation(?)试验机为例进行了计算。结果表明,利用升降舵及襟副翼的协调操纵,可实现An模式及α_1模式。本文所用方法也可用来设计直接侧力开环控制律。     

某军用飞机＂意外侧滑＂现象分析

介绍了某军用飞机飞行中“意外侧滑”现象的基本情况及影响,全面分析了可能原因;然后从“飞参”数据人手分析了具体原因,提出了有关建议。分析表明,由于该机的“副翼一方向舵”交联方案比较简单,特别是该方案仅用于消除因压杆量变化导致的侧滑,不仅不能消除压杆量变化前已存在的侧滑,反而在客观上起到保持原侧滑角的航向稳定作用,所以某军用飞机的“副翼一方向舵”交联模块实际上并不能完全消除侧滑。其速度500～750km／h内较明显“意外侧滑”由杆位不正或修正性压杆与“副翼一方向舵”交联模块及飞机本身航向稳定性共同导致。鉴于“意外侧滑”存在诸多不利影响,应在某军用飞机单座型和双座型前舱增加侧滑角显示。     

基于能量的飞机横侧向控制方法研究

结合偏差控制与总能量解耦思想,将总能量控制原理应用于飞机的横侧向控制,实现了滚转与偏航模态解耦及偏航角、侧滑角的无稳差控制。对某型运输机典型飞行状态进行了横侧向解耦控制律设计和仿真,仿真结果表明,基于飞机纵向总能量控制同样能用于飞机的横侧向飞行控制,较好地实现了偏航角和侧滑角的信号跟踪及滚转与偏航模态的解耦。     

民用飞机侧滑角校准他机验证试飞项目的管控

对基于“航向航迹”原理的侧滑角校准试飞技术以及三种不同的侧滑角测量方法(前支杆法,机身风标法和静压差值法)进行研究,总结民用飞机侧滑角校准研究项目的研究成果。侧滑角是许多试飞科目（横航向静稳定性、偏航机动试飞等）开展的重要输入条件,局方要求必须进行侧滑角校准,且在飞机设计阶段就要完成。因此,作者在项目前期准备阶段组织了侧滑角校准涉及到前支杆加装需求的论证工作,运用项目管理的科学办法对侧滑角校准他机验证试飞技术攻关项目的推进具有重要作用。     

具有机翼和立尾的尖头机身的不对称背涡及其气动特性

 在低速大迎角无侧滑情况下,翼身组合体(BW),翼身、立尾组合体(BWV)的侧力系数随迎角的变化规律与对应的单独机身的相应特性基本相仿。在有侧滑(|β|≤8°)的情况下,翼身组合体的侧力系数和偏航力矩系数随迎角的变化规律与无侧滑的情况也基本相仿。三种边条对抑制机身的不对称背涡在各种情况下均有显著效果。     

飞机直接力模态控制律设计

 本文应用特征结构配置理论提出了一种飞机直接力模态控制系统设计方法,即适当选取闭环特征向量使得飞机相应状态动态解耦,从而实现飞机直接力模态控制要求。本文为某型飞机设计了直接力两种模态——机身俯仰和垂直平移的控制器。