保持飞行迎角恒定的飞行/推力综合控制

迎角恒定的飞行 /推力综合控制能明显地改善飞机机动能力 ,使飞行轨迹对姿态有快速精确响应。论述了具有迎角恒定动力补偿系统的工作原理 ,研究其控制规律及设计方法 ,并与速度恒定的动力补偿系统进行比较。以舰载飞机自动进近着舰系统的动力补偿为例 ,给出了仿真验证的结果。     

保持飞行迎角恒定的动力补偿系统性能分析

论述了速度恒定动力补偿系统(APCS|u=0)和迎角恒定动力补偿系统(APCS|Δα=0)的主要工作原理和控制律。然后论证了APCS|Δα=0与APCS|u=0之间的关联,从而证明飞行迎角恒定系统在加快飞机的动态响应、保持稳态迎角不变的同时,也可以保持速度恒定(u=0),与APCS|u=0达到同样的效果。最后以舰载飞机自动着舰为例,进行了仿真验证。     

基于高度变化率指令的进场功率补偿系统研究

针对采用高度变化率指令的舰载机自动着舰系统的进场功率补偿问题,在研究反区特性的基础上,设计了速度恒定与迎角恒定的进场功率补偿系统。在小扰动模型中仿真分析了高度变化率指令响应,在非线性模型中仿真了舰载机自动着舰的完整响应,并考虑舰尾流扰动,对比2种进场功率补偿系统在存在舰尾流扰动时着舰精度的差异。仿真结果表明,2种进场功率补偿系统均能实现控制目标,迎角恒定的进场功率补偿系统具有更好的轨迹控制能力,且受舰尾流影响更小。     

飞机纵向静稳定度补偿

讨论了利用飞行控制系统对静不稳定飞机的三种补偿方式：延迟俯仰速度反馈、迎角反印刷品几法向过载负反馈。从而改变了飞机特性，诸如减轻质量，提高升阻比，增强机动性等。最后对三种补偿方案进行了比较，采用迎角反馈补偿是最直接有效的手段，但在工程实践中，往往采用俯仰速率和迎角混合反馈补偿方式。     

基于Hdot指令的舰载机两种动力补偿控制系统研究

舰载机着舰时采用动力补偿系统可在很大程度上减轻飞行员的操纵负担,提高动态响应速度和控制精度。针对舰载机的两种动力补偿控制系统开展研究,基于Hdot指令对迎角保持和速度保持两种进场动力补偿系统分别进行设计和仿真,分析两种补偿系统在风干扰情况下的动力补偿响应情况,并对比仿真结果分析其基本原理。结果表明：迎角保持动力补偿系统稳定迎角的能力大于速度保持动力补偿系统,轨迹控制也比速度保持动力补偿系统快。     

着舰状态飞行员控制策略研究

分析了低动压的背面(backside)着舰工作状态下飞行员仅控制飞机姿态无法控制飞行轨迹角的物理原因。研究了低动压的背面着舰工作状态下使用背面控制策略问题,即以推力来控制轨迹,以飞行姿态来控制迎角。设计了背面技术和前面(frontside)技术控制律,并以A-7E舰载机为例进行了仿真验证。最后对背面着舰工作状态下的背面技术和前面技术进行了比较,分析了海军飞机使用背面技术着舰的原因。     

基于迎角恒定的进场功率补偿控制律研究

主要论述了舰载机速度恒定和迎角恒定两种进场功率补偿系统的基本原理,并对其控制律进行研究设计,通过Matlab/Simulink分别进行仿真得到航迹角对俯仰角的时域动态响应曲线,并分析比较,说明了迎角恒定的进场功率补偿系统比速度恒定的进场功率补偿系统具有更好的操纵性和轨迹跟踪性能。在实际面向工程应用时,更加易于设计,且符合舰载机的发展要求。     

基于智能软件的着舰飞行/推力控制系统

针对舰载飞机在低动压状态下操纵性能下降导致航迹角不能精确跟踪姿态角的问题,基于设计多变量鲁棒控制系统的正规矩阵参数优化方法,采用智能设计软件IntelDes 3.0设计了保持迎角恒定的着舰飞行/推力综合控制系统.非线性数值仿真结果表明,该控制系统的性能较好,对气动系数摄动的鲁棒性较强.     

自动着舰的控制构型研究

在参考美军自动着舰系统(ACLS)的基础上,研究工程上最合适的ACLS控制构型。首先,分析了垂直速度指令和俯仰角指令在轨迹控制本质上的不同点和相同点;然后,将上述两种指令控制结构与两种动力补偿系统(速度保持APCS和迎角保持APCS)一对一组合成4种控制构型,仿真比较了这4种构型在指令响应、风扰抑制上的性能差异,分析了其物理原因。结果表明,H·指令加迎角保持APCS的控制构型对飞机纵向控制更有利,特别是对轨迹、高度要求严格的着舰任务。这与美军的实际试飞结论相同。     

基于滑模变结构控制的舰载机动力补偿系统设计

分析了舰载机进场动力补偿系统的必要性,给出了一种基于趋近律的离散时间滑模变结构控制方法。利用该方法设计了一种保持地速迎角恒定的舰载机进场动力补偿系统,建立了舰载机自动着舰的综合仿真模型。仿真结果表明,通过控制俯仰角的变化量,能够使舰载机快速准确地沿着理想的下滑轨迹着舰,该动力补偿系统能够有效抑制舰尾气流扰动的影响,具有较强的鲁棒性。     

飞行轨迹稳定性应用的分析

首先根据飞行轨迹稳定性的数学模型，得出了飞机在闭环条件下扰动过程速度的变化规律及飞行轨迹稳定性的应用条件，并且结合不同类型的飞机进行了对比分析。然后以推力曲线为基础分析了不同类型飞机的临速度范围，并根据飞机级曲线对飞行轨迹稳定性界状态与有利速度的关系进行了分析。     

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。     

直接升力控制对飞机着舰稳定性的改善

本文讨论了舰载飞机以最小需用推力对应速度(V_(?))的左侧速度进场的航迹稳定性问题。并对直接升力控制对着舰稳定性的改善进行了初步探讨.结果表明,采用直接升力控制来保证飞机着舰稳定性是可行的.     

飞机大迎角飞行稳定性判据分析

 1.引言 随着高机动性飞机的发展,大迎角飞行稳定性日益线引起人们的关注,并各自根据特定的条件作了相应的简化,提出了并种简化适用的大迎角飞行稳定性判据,如急滚机动的Phillips准则、方向发散的动方向稳定性参数m_(y·dyn)~β、横向操纵偏离参数LCDP、以及预测偏离的     

飞机中性稳定的研究

 飞机直接力控制这一主动控制技术应用于火力/飞行综合控制,可有效地提高火控精度,延长接火时间,提高命中概率。但欲进一步提高攻击区的姿态跟踪精度已受到自然飞机惯性动力学的限制。本文提出飞机中性稳定机身瞄准这一新型模态,其途径是使用后缘襟副翼的对称偏转,对迎角小扰动变化进行气动解耦,从而构成飞机中性稳定,使飞机动力学由惯性振荡型转变为非周期型,有效地加速了飞机在攻击区的姿态跟踪动志过程,抑制了动态误差,明显地提高了抑制阵风干扰能力,并实现了姿态控制过程中航迹基本不变的机身瞄准模态控制要求。对诸如上述火力/飞行系统设计者所寻求的性能,本文将以YF-16飞机为背景,在理论设计基础上进行必要的仿真验证。     

小型无人涵道飞行器飞行动力学特性

为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度.     

拦阻钩初次碰撞道面反弹动力学

分析了飞机着舰拦阻时,拦阻钩初次接触道面碰撞后被反弹的动力学成因,建立了飞机拦阻钩碰撞道面的弹跳模型。研究了下滑轨迹角和甲板角对拦阻钩碰撞反弹角速度和拦阻钩所受冲量的影响,并分别考虑了航母俯仰运动和甲板凸起物对拦阻钩碰撞反弹性能的影响。结果表明：轨迹角约4°时,拦阻钩反弹角速度和其所受冲量随下滑轨迹角呈线性变化;反弹角速度与甲板角的余弦成反比,道面冲量与甲板角余弦的平方成反比;航母向上的俯仰运动和甲板凸起物增大了拦阻钩反弹角速度,凸起物达到一定角度时,机身推拦阻钩的冲量变为拉拦阻钩的冲量。该模型的结果为机身和拦阻钩装置的设计提供了重要依据。