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本文对歼教×飞机纵向电传操纵系统的控制律进行了频率响应和根轨迹计算,其中对于余度舵机、助力器回路的简化、参数选择以及校正网路的零点设置对飞机纵向短周期飞行品质的影响做了初步分析。 相似文献
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电传操纵系统在民用客机中的新发展 总被引:1,自引:0,他引:1
30年来,随着自动控制理论和计算机技术的飞速发展,使飞行器自动控制系统目臻完善,为更好地完成复杂的飞行任务提供了可靠保证。飞机在操纵系统也发生了巨大变化,操纵杆系和钢索已被电线所取代,计算机和所馈信号在飞行操纵系统中的引入,使飞机的操纵性能产生了质的飞跃。介绍了目前中国民航使用的新型客机中电传操纵系统的一些新发展。 相似文献
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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。 相似文献
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本文以纵向高增益控制增稳系统为例,推导了带自动器飞机的运动方程,并以根轨迹和过渡过程曲线分析说明了控制增稳系统的几个主要参数对飞机飞行品质的影响。 相似文献
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基于LADRC的无人直升机轨迹跟踪 总被引:4,自引:1,他引:3
无人直升机轨迹控制系统是对多输入/多输出强耦合非线性系统进行解耦控制的系统。为解决无人直升机轨迹控制效果依赖于直升机物理参数的测量和辨识精度以及外部扰动大小问题,提出了一种基于线性自抗扰控制(LADRC)的多回路无人直升机轨迹控制系统。首先建立无人直升机X-Cell的飞行动力学模型,并引入风切变、大气紊流和突风模型以更加准确模拟真实飞行环境;然后对X-Cell进行配平计算以验证动力学模型和配平算法的准确性,并选取一组配平值作为轨迹控制仿真的初始状态和操纵量;随后根据被控量的动力学方程阶次选取对应的一阶和二阶LADRC基本控制器,并结合时间尺度原理,自内向外依次构建无人直升机的姿态、速度和位置控制回路,将三回路串联从而建立了无人直升机轨迹控制系统;而后进行了稳定性分析,特征根计算结果表明轨迹控制系统镇定了X-Cell开环系统不稳定的动态特性;最后将该控制系统应用于各种扰动下直升机轨迹跟踪仿真,结果表明本文无人直升机轨迹控制系统能很好地实现带爬升率的"8"字形轨迹跟踪,且相比于基于比例积分和微分(PID)控制的轨迹控制系统,该控制系统具有更优的鲁棒性和抗扰性。 相似文献
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本文根据气动助力操纵升降舵系统的特点,推导了飞机纵向静稳定性和纵向阻尼及洗流时差导数的计算公式。导出了飞机由初始定直飞行状态转入到ω_2、ΔV和Δn_y均为常值的稳态机动飞行中升降舵和调整片的偏角。杆位移和杆力以及它们分别对速度和过载的梯度计算公式。利用本文的计算方法,对一架典型的气动助力操纵的大型喷气式飞机(H=8公里,M=0.8)的纵向静态飞行品质进行了验证计算。其结果是可信的,表明计算方法是可行的。 相似文献
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介绍了前馈加返馈控制规律的构成,并与返馈控制规律进行了比较,从而确定了数字控制所采用的前馈加返馈的稳态控制规律。 相似文献
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根据飞机六自由度运动模型和微分非定常气动力模型, 计算了周期轨道及平衡运动的拓扑结构图,初步研究了非定常气动力对飞机飞行的全局影响, 并通过系统的导算子矩阵根轨迹、时域仿真及其灵敏度分析, 提炼出非定常气动力对飞机飞行影响的初步机理。结果表明, 非定常气动力对飞机平衡运动的振荡不稳影响明显, 可以改变其稳定特性, 延迟Ho pf 分叉的出现。对于稳定的周期运动, 由于增加了系统的阻尼耗散项从而减少了振荡幅度。 相似文献
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翼伞空投系统的动力学建模与飞行控制仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
针对翼伞系统设计及翼伞归航方案的研究需求,提出翼伞系统动力学建模与仿真分析方法,利用动力学仿真软件ADAMS对翼伞空投系统飞行动力学过程进行了计算.针对翼伞系统精确空投任务,利用分段归航方法规划翼伞系统飞行轨迹并搭建PID控制系统对翼伞系统的飞行轨迹进行控制.结果表明:翼伞系统受到单侧下偏操纵时,影响的是翼伞系统的转弯性能,翼伞的飞行轨迹为螺旋形曲线,并且翼伞系统在下降过程中,其转弯半径保持不变,分段归航方法简单,易于实现,满足翼伞归航对落点精度的要求. 相似文献
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为了适应TBCC发动机宽马赫数进气需求,基于Oswatitsch的最佳波系理论和CFD技术,考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别选取飞行马赫数Ma=4,高度H=21300m和飞行马赫数Ma=6,高度H=26600m为设计点,对TBCC发动机二级混压式进气道进行了初步设计,分析并比较了两种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。计算结果表明:不考虑粘性影响,本文设计的进气道能够满足沿飞行轨迹的TBCC发动机性能要求,具有良好的内外流特性。 相似文献
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座舱盖透明件使用温度采取飞行实测和近似计算相结合的方法确定。空测温度工作是一项系统工程,既要保证飞行安全,又要取得飞参、温度随时间变化的数据。涉及方案制定、飞机改装、测温电偶的制做、标定及粘贴、数据采集与处理等项工作。1991年A型飞机座舱盖透明件首次成功地实测了M=2.0、H=14~15km、飞行时间为3min的数据。依实测数据修改了温度计算方法。修正后的温度计算值与实测值误差小于5%。计算了典型飞行剖面,确定了A型飞机座舱透明件最高使用温度值为111.1℃。 相似文献
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主要研究舰载飞机在进场下滑着舰过程中的飞行动力学问题。着重讨论了舰载飞机在进场下滑过程中的轨迹保持及其纵向控制,同时给出了此时飞机的飞行自动控制系统和进场功率补偿器系统反馈控制参数的计算方法。 相似文献