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保持飞行迎角恒定的动力补偿系统性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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据NASA的飞行试验表明,在F/A-18 大迎角研究机(HARV)上装了可动式头部边条后,可大大提高飞机在大迎角飞行时的机头指向及攻击机动性,如果与机上的推力矢量系统配合使用,效果更佳。目前,NASA还在进行一些飞行试验,以验证这种前体控制装置对改善飞机大迎角飞行偏航控制能力及机动性所起的重要作用。可动式前体控制装置的飞行试验比推力矢量系统飞行试验的 相似文献
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升力风扇无人机具有独特的动力系统,对升力风扇无人机着陆过程的动力补偿系统的设计与分析显得尤为重要。建立升力风扇无人机纵向状态方程并进行简化,在此基础上构建动力补偿控制基本结构,针对升力风扇无人机的特点建立多种补偿相结合的动力补偿系统并对其进行仿真分析,表明迎角恒定的动力补偿系统比速度恒定的动力补偿系统响应时间短,但是存在阻尼不足的问题。针对阻尼不足造成的震荡问题,结合升力风扇无人机自身的特性进行纵向过载的反馈以及在扰流片参与下的动力补偿,结果表明补偿后的飞机运动模态阻尼良好,有效地增加了航迹角对姿态角的跟踪精度。 相似文献
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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。 相似文献
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针对舰载机在着舰下滑时飞行轨迹不稳定、在控制升降舵的同时还需要进行发动机推力补偿的问题,建立了舰载机纵向着舰飞行姿态运动模型,采用自抗扰控制技术对着舰飞行控制系统进行解耦。首先,将俯仰角回路和迎角回路中的耦合项视为扰动,设计扩张状态观测器对回路中的状态量和总扰动进行估计;然后,采用非线性状态误差反馈律和扰动实时补偿来计算虚拟控制量,并通过控制分配得到升降舵和发动机推力控制量。仿真结果表明,在升降舵偏转角和发动机推力可用的范围内,所设计的姿态控制系统和动力补偿系统能使航迹角快速、准确地跟踪姿态角指令。 相似文献
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采用非线性系统扩展线性化方法设计飞控系统 总被引:2,自引:0,他引:2
利用非线性系统的扩展线性化方法设计具有大迎角的非线性飞行控制系统。在系统的静态平衡点族上进行线化及调节器设计并直接积分得到非线性控制律,同时利用等效系统法验证飞行品质。整个设计过程较简便,控制律便于实现,飞机的失速迎角有较大提高,飞行品质也是令人满意的。 相似文献
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非线性解耦控制理论在飞控系统设计中的应用研究 总被引:2,自引:1,他引:2
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 相似文献
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基于多模型方法的全包络鲁棒飞行控制器设计 总被引:5,自引:2,他引:5
利用新一代歼击机不同平衡点的多个非线性子模型对其机动飞行的全包络模型进行逼近。对于每一个子模型,设计相应的动态逆控制器,应用模糊神经网络产生控制器切换决策,实现不同飞行状态下不同模型控制器之间的相互切换。同时为了提高多模型飞行控制效果,对各模型控制器的输入及输出采样并作为神经网络的学习样本,形成一个全包络内的多模型统一神经网络控制器。最后通过歼击机的大迎角机动仿真来验证所设计的基于多模型的统一神经网络控制器的有效性,仿真结果表明所设计的统一神经网络控制器是有效的。 相似文献
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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。 相似文献
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飞机平衡状态的优化计算方法 总被引:5,自引:0,他引:5
分析了飞机定常飞行时平衡状态的基本特性,提出一种平衡状态及平衡面的优化计算方法,并以F-16飞机为模型,对其常规飞行时的平衡状态参数在推力矢量控制下迎角定常飞行时的平衡面进行了计算。仿真结果表明,该方法具有较好的收敛性、稳定性,在飞机定常飞行的配平计算、用分支突变理论分析大迎角非线性特性时平衡面的计算以及推力矢量控制的分析计算中,有广泛的应用价值。 相似文献