飞机操纵面故障研究及其补偿重构

进行了自修复飞行控制系统各操纵面的单独／组合故障分类，研究了不同种类，不同组合，不同程度的故障下的飞机特性，分析了各种故障的影响；针对不同的故障模式分别进行了控制律重构设计并对飞机重构后的稳定性及操纵品质进行了仿真研究。结果表明，在非极端故障下，现有操纵面权限范围内，可以保证稳定飞行并具有可接受的操纵品质。     

F-35采用创新飞行控制系统

洛克希德·马丁航空公司(LMAC)正在开展F-35联合攻击机(JSF)基于电力的新式飞控系统试验,为F-35A的2006年8月首飞做准备。F-35A飞行控制系统将采用电静液作动系统(EHAS)和机翼前缘襟翼作动系统(LEFAS),这是美国战斗机首次使用这样的系统。这些作动器要比F-15等战斗机的传统作动器重很多,但从整个系统来看EHAS将使飞机重量减轻300磅(136千克)。EHAS省去了许多基于液体的飞控系统中的泵、电动机、液压作动筒和液压管路。机体中去掉的金属管道减轻了飞机重量、降低了战场损坏的风险。EHAS将驱动飞机水平尾翼操纵面、机翼后缘襟副…     

操纵面故障对飞行包线的影响研究

进行飞机操纵机构故障时飞行包线估计对提高飞行安全具有重要意义。针对飞机操纵面故障特点,提出一种在线飞行包线估计方法。首先根据操纵面对飞行动力学参数的影响建立故障参数模型,然后应用基于遗忘因子的最小二乘参数估计方法进行气动参数的在线估计,最后基于参数估计结果进行包线的精确估算和分析,计算结果可为驾驶员和包线保护控制提供参考。仿真分析表明,该方法能精确估计飞行包线范围。     

推进操纵飞机的应急飞控系统在F—15上的飞行试验

一种推进操纵飞机（ＰＣＡ）系统在Ｆ－１５飞机上的飞行试验已在ＮＡＳＡ德赖登飞行研究中心进行。飞机在使用手动油门的工作方式和一种增强系统工作方式锁定所有飞行操纵面的条件下飞行。后一种方式中，飞行员的拇指轮指令和飞机反馈参数用于油门定位。飞行评价结果表明，ＰＣＡ系统可以用于使一架主飞行控制系统发生故障的飞机安全着陆。ＰＣＡ系统曾用于把Ｆ－１５飞机从严重失去操纵条件改出、下降和着陆。这个报告描述了ＰＣＡ     

图片消息

F-35B首架原型机停飞一年后重返飞行试验 编号为BF-1的F-35B试验机在停飞一年后，于9月4日进行了1小时的试飞。该机于2008年9月22日在完成了两次开启升力系统舱门的飞行试验后停飞，进行包括安装重新设计的涡轮叶片在内的改进工作。由于改装中遇到了诸如布线以及综合电源系统等问题．恢复飞行试验的时间不断被延迟。     

军事动态

F-35动向由QinetiQ公司领导开发的一种新型飞行控制系统将安装到F-35上。这种飞控系统能降低飞行员负荷,提高飞行安全性,减少培训时间,操作简便,并可减少使用成本。 过去短距起飞／垂直降落(STOVL)飞机对飞行员的能力要求很高,这使得飞行员的选拔严格,训练要求高。而这种新式综合飞行推力控制     

F135发动机48h内完成3次飞行试验

2007年4月26日和27日，普·惠公司的F135发动机装备在F-35飞机上进行了3次飞行试验，这是F-35首次在24h内完成多次的飞行试验，而且在不到48h内完成3次飞行试验。26日完成飞行后仅用了90min的例行检查时间。[第一段]     

飞机飞行仿真系统核心模块设计研究

针对飞机飞行仿真系统核心模块(飞行动力学和飞行控制模块)进行设计研究,建立了六自由度全量非线性飞行动力学模型适用于程序编程的解算方法,飞机飞行控制模块采用相应飞机的控制律.编制了核心模块程序并组建了通用的飞机飞行仿真系统,通过多次飞行模拟试验表明,所建立的飞行仿真系统具有良好的可操纵性和逼真度,人机界面良好.     

飞行轨迹指令综合跟踪控制器设计

运用多重尺度奇异摄动理论,结合动态逆解耦理论和动态平衡点邻区域优化线性化系统的优化解耦控制律理论,研究了战术任务综合飞行管理系统的综合飞行轨迹指令跟踪控制器系统化设计方法。对F-15飞机,设计了综合飞行轨迹跟踪控制器。数字仿真结果表明,设计的跟踪控制器能够控制飞机精确跟踪不同时标集的飞行指令。     

具有自修复功能间接自适应飞行控制系统研究

分析了具有自修复功能的推力矢量飞机自适应控制系统的结构功能特点,利用RHO优化控制算法实现在线控制器设计,利用MSLS辨识算法实现在线飞行参数辨识,采用等价空间算法、传感器信息融合技术和概率统计理论实现FDI算法。依据系统各个部分的算法开发了仿真平台,对飞机存在舵面故障情况下的飞行控制系统进行仿真,解决了舵面损伤后气动参数变化问题。仿真表明,该控制系统是一个完整、鲁棒、收敛系统。     

舵面破损对飞机轴间运动耦合飞行品质的影响

为研究舵面破损对电传控制飞机轴间运动耦合飞行品质的影响,选取了能够反映飞机多轴运动耦合特性的飞行品质评定任务,建立了舵面破损飞机的飞行动力学模型,选取了适用于表征飞机轴间运动耦合程度的特征参数,形成了基于任务的角速率指令式电传控制飞机轴间运动耦合飞行品质的评定方法。采用该方法对具有不同舵面破损程度的算例飞机开展了飞行品质评估试验,得到了能够量化舵面破损对角速率指令式电传控制飞机飞行品质影响的特征参数取值规律。研究结果对于舵面破损情形下飞机飞行安全与作战效能评估等均有一定的理论参考价值。     

基于H_∞飞控系统重构方法研究

将飞机的重构控制问题转化为H∞控制问题,并运用H∞方法对故障时的飞行控制系统进行了重构,运用残差方法实现了故障的检测、隔离。仿真结果表明,所设计的重构控制律在舵面受损的情况下能够使飞机保持良好的飞行性能。     

飞行控制系统规范发展刍议

对主要的美国和俄罗斯飞机飞行控制系统规范发展、演变过程进行了简要的分析,力求对我国飞机飞行控制系统规范发展提供一定的借鉴,并对我国飞机飞行控制系统规范的发展提出了初步的建议.     

基于联合仿真的飞机空调系统故障影响

飞机空调系统是飞机的重要组成部分,由于其在飞行过程中环境和工作参数变化较大,易于受到多种因素的影响而成为故障率较高的飞机系统之一。飞机空调系统故障主要发生在飞行过程中,在地面状态难以复现,因此基于联合仿真的飞机空调系统故障影响分析对飞机设计验证和地面维修具有重要意义。首先根据飞机空调系统原理建立了冲压空气进气口模型、发动机压气机模型、压力调节与预冷组件模型、制冷组件模型;然后基于AMESim-Simulink联合仿真平台,模拟飞行过程中空调系统组件性能动态变化过程;最后对典型故障如预冷器泄漏、预冷器空气活门卡死、压力传感器冲击、冲压空气进气作动筒卡死等故障进行模拟,再现了飞行过程中空调系统故障情况,分析了空调组件性能的变化过程。     

歼击机纵向多模态控制规律设计方法初探

一、问题的提出 多模态控制规律在现代飞行控制系统中得到广泛应用。由于采用多控制面控制飞机的机动运动,仅仅采用仿真的方法来选择控制律的参数是很困难的。在此,我们对AFTI/F-16飞机多模态飞行控制规律按已知控制律结构及基本设计思想进行设计,探索其主要通道的基本功能及参数选择方法,以便对其系统设计方法进行深入探讨和分析。     

F-35B／F135一体化控制系统

F-35B战斗机复杂的飞行控制要求,促使飞机和发动机制造商组成联合团队,共同开发了F-35B／F135一体化控制系统,降低了飞行员的操作难度。     

飞机的控制能力分析方法研究

引入飞机控制能力的概念,以描述飞机在执行器出现故障时,舵面仍能提供控制力和力矩,保证飞机一定飞行品质要求的能力;提出用有限控制量分配的方法进行飞机控制能力分析,给出一种加权序列二次规划的有限控制量分配方法,从而保证在控制量分配时,可以满足设计者限定不同操纵效率器作用的主观要求,实例计算表明所提方法具有可行性。     

非线性解耦控制理论在飞控系统设计中的应用研究

根据非线性解耦控制理论设计了用升降舵、副翼和方向舵控制飞机迎角、侧滑角和滚转角速度的解耦控制律，并进行了闭环系统数字仿真研究。飞机动力学的数学模型计及了非线性气动力、运动和惯性耦合因素；操纵系统动力学模型中考虑了舵面的惯性，位置和偏转速率限幅，仿真结果表明，所设计的控制律可有效地指令飞机进行大幅值的单自由度或多自由度机动飞行，控制律中的参数变化对闭环系统动态响应影响较显著，容易导致Ｈｏｐｆ分支现象     

考虑故障模式的高速作战飞机飞行品质等级评估方法

高速作战飞机相比于传统飞机飞行包线广,且其系统复杂导致故障模式增加,若在全包线范围内满足很高的飞行品质要求,必然导致飞机方案难以闭合。因此,提出考虑故障模式的高速作战飞机飞行品质等级评估方法,以支撑高速作战飞机方案快速迭代闭合。在充分总结飞行品质与高速作战飞机故障模式的基础上,系统地分析系统故障、飞行包线,以及大气扰动等影响飞机飞行品质的因素,并计算其发生概率,进而在概念方案设计阶段,综合考虑多故障模式的影响,确定各种组合状态下,高速作战飞机应满足的飞行品质等级。     

面向协同飞行的航空电子系统安全性分析技术研究

跑道入侵等事故征候大多是因为飞机与机场塔台控制之间没有协同好,少数是由于飞机本身系统设备故障导致的,飞机的飞行过程是一个复杂的"人-机-环"系统,而人和环境因素对大多数事故起主要责任。研究航空电子系统安全性分析技术,不仅需要研究飞机本身,还需要研究飞机之间协同等交通运营管理。本文分析面向协同飞行的飞行安全监视机制,并通过高度层更改程序进行分析,说明协同飞行情况下空中交通冲突探测及规避的有效性。