基于直接升力与动态逆的舰尾流抑制方法

在复杂的作战和着舰环境下,舰尾气流扰动是着舰误差的最主要来源之一。如果在着舰下滑阶段利用直接升力控制（DLC）的快速性和解耦性能力,可以极大地减轻飞行员着舰操纵负担并且提高着舰最后阶段对舰尾流的抑制能力。从航迹调节和姿态稳定的解耦角度出发,提出在非线性动态逆（NDI）控制框架下实现基于直接升力的着舰控制律方法,并通过建立含有舰尾流扰动的E-2C全量飞机仿真模型进行验证。结果表明：在非线性动态逆控制中引入直接升力的舰载机着舰控制律,可以实现在着舰下滑阶段姿态稳定的同时,通过直接升力快速解耦调节航迹误差,并且在引入舰尾流干扰的情况下,具有快速修正下滑倾角误差、抑制舰尾流干扰的能力,最终达到显著提高着舰精度的效果。     

舰载机着舰时航迹稳定性研究

本文讨论了舰载飞机以小于有利速度着舰时的航迹稳定性问题。在分析飞机航迹稳定性的同时,还对油门杆控制、机动襟翼控制对改善航迹稳定性的作用进行了初步探讨;在此基础上还讨论了舰载飞机加装波束导引系统对着舰过程的影响原理。结果表明:采用油门杆控制、机动襟翼控制来改善着舰阶段的航迹稳定性是可行的:而且用以上两控制系统作为内环的自动驾驶仪在波束导引系统自动导引飞机着舰过程中,能控制飞机的飞行速度、高度,帮助驾驶员操纵。     

鸭式布局飞机直接升力控制研究

介绍了飞机做非常规机动－直接升力控制的方法，讨论了直接升力控制与飞机常控制的兼容性，以及直接升力操纵控制策略。给出了某鸭式布局飞机直接升力控制律动态解耦过程。     

基于非线性动态逆的舰载机直接升力航迹控制

针对舰载机人工进场着舰精确轨迹控制中飞行员操纵负担重、着舰环境复杂的问题,提出采用非线性动态逆(NDI)先进控制方法设计基于直接升力的舰载机精确着舰轨迹控制律。首先,综合分析了"魔毯"技术的控制策略,从航迹调整和姿态保持的直接升力解耦控制角度出发,设计了两层NDI回路;然后,采用合理的控制分配方法实现直接升力的舵面分配。仿真结果表明,所提出的精确着舰控制方法能够有效实现"魔毯"式航迹操纵。     

直接升力控制律的逆乃奎斯特阵列法设计

采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式 对飞机直接升力控制可的三种基本运动模式进行讨论,从中归纳出直接升力控制 设计就是输出解控制系统的设计问题。并以单纯直接升力控制方式为例,用逆乃奎斯特列方法设计了某飞机的直接升力系统,仿真结果表明ＩＮＡ方法是解决多变量解耦问题的有效方法。     

联接翼布局直接升力控制特性的初步研究

本文对联接翼气动布局的直接升力控制特性进行了初步的探索。通过前、后机翼上升降舵面的同向偏转组合所产生的直接升力，与相应的正常布局相比较，不仅显示了飞机优异的气动性能：增加了最大升力系数和升力线斜率，改善了失速特性，提高了纵向静稳定性，而且明显改善了ΔＣｙ、Δｎｙ、ΔＨ、ωｚ等参数对操纵输入的瞬态响应品质，给飞机提供独立的姿态或轨迹控制的非同寻常的运动模态。头部鸭翼的增加进一步提高和改善了联接翼布局的直接升力特性。     

一种基于多操纵面控制分配的IDLC人工着舰精确控制方法

传统舰载机采用纵杆控制迎角,油门杆控制下滑的着舰控制方式存在着操纵通道功能耦合,航迹与姿态耦合,着舰精度不高等多种不足。受舰尾流扰动、航母甲板运动等不利因素的影响,飞行员需要进行高频次的下滑修正操纵,身心负担极重。针对这一问题,在对美军魔毯技术（MAGIC CARPET）系统构成与着舰过程分析的基础上,针对三翼面布局飞机提出了一种基于多操纵面控制分配的综合直接力控制（IDLC）人工着舰精确控制方法。仿真分析表明：基于特征结构配置（EA）解耦设计直接力着舰控制方法能够实现飞机纵向运动长周期模态与短周期模态的解耦、油门通道与纵杆通道的解耦,具有抑制舰尾流扰动、稳定飞机下滑状态、减小操纵负担的功能;而基于多操纵面控制分配的设计方案通过鸭翼正偏增升,不但充分发挥了三翼面布局飞机气动舵面增升控制的优势,还减小了平尾配平出舵量,在一定程度上减小了平尾上偏所带来的升力损失。     

基于响应面法的短距/垂直起降飞机近地面升力损失

建立了短距/垂直起降(S/VTOL)飞机近地面升力损失的流场计算模型.通过数值模拟得出特定升力布局的飞机近地面状态各工况的升力损失.采用响应面法获得了飞机升力损失关于喷管落压比（NPR）、来流速度及飞机高度的2阶响应曲面函数及显著影响飞机升力损失的关键因素.并分析了喷管落压比、来流速度及飞机高度对飞机升力损失的交互影响作用,优化得出给定工况范围内升力损失最小的工作点.研究表明:仅考虑单因素影响时,升力损失随高度、落压比的增大而减小,随来流速度的增大而增大;考虑两因素交互作用时,高度与落压比及来流速度与落压比对升力损失存在交互影响,而高度与来流速度对升力损失无交互影响;优化获得的升力损失最小的工作点是飞机距地面高度为9D（D为喷管直径）、喷飞机高度为3、来流速度为0m/s,此时的升力损失为1.3%.      

阻拦索断裂对螺旋桨舰载机着舰安全影响数值分析

喷气动力舰载机着舰拦阻滑跑，如阻拦索断裂，其逃逸复飞的概率极小。螺旋桨动力舰载机零升阻力大，推重比小，其安全复飞的能力值得研究。本文基于建立的螺旋桨舰载机逃逸复飞仿真模型（含阻拦索工作模型、发动机动力响应模型、升降舵操纵模型与气动力的动力影响修正模型），数值模拟了E-2C舰载预警机着舰阻拦索断裂情况下，其逃逸复飞的过程。仿真计算显示对象飞机在不同气动力、离舰速度与舵面操纵逻辑状态下，其纵向动力学方程中敏感参数与航迹下沉量的动态变化，结合视频数据分析其复飞成功的原因。研究表明：动力对螺旋桨舰载机俯仰力矩与升力特性的影响是其逃逸复飞成功的关键。动力影响使对象飞机的俯仰力矩曲线上移0.15，8°迎角下纵向静稳定性减小85%，升力线斜率增大29.7%、最大升力系数增大39%。这显著改善了螺旋桨飞机逃逸复飞状态下俯仰操纵的敏捷性，升降舵操纵效率与失速特性。动力影响使螺旋桨舰载机可在较小的加速度、离舰速度与有限的留空时间情况下，迅速改变其航迹角，减小航迹下沉量，保证逃逸复飞安全。     

低动压着舰状态下飞机的操纵特性研究

低动压着舰状态下飞机的操纵特性下降,导致轨迹角不能跟踪姿态角的变化,从而对着舰安全造成严重影响。首先通过剖析历史上已有的观点,提出研究低动压状态飞机轨迹角响应问题时应全面考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性。其次对两种动力补偿系统进行了分析,其中速度恒定动力补偿实际上对应速度稳定性和轨迹稳定性,而迎角恒定动力补偿兼具速度稳定性、轨迹稳定性和机动性增强。最后的仿真证实,考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性的迎角恒定动力补偿是全面的、可行的。     

特征结构配置在设计直接升力控制律中的应用

采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式。文中首先对飞机直接升力控制的3种基本运动模式进行了讨论。归纳出直接升力控制律的设计就是输出解耦控制系统的设计问题。在简述了用特征结构配置和模型跟踪技术求算反馈和前馈增益阵的主要步骤之后,以CitationⅡ型飞机为算例,设计了其直接升力控制律。计算结果是令人满意的,说明特征结构配置是一种设计飞行控制系统的有效方法。     

连接翼布局纵向控制特性

连接翼布局是高空长航时探测无人机的适宜布局之一。以某大展弦比连接翼布局为例,研究其前/后翼飞行控制特性,包括在纵向姿态和轨迹控制中单独使用前、后翼升降舵的特性和直接升力控制中的协调使用特性。结果表明,虽然定性而言前翼控制对于轨迹响应时间延迟降低有利,但由于内在的慢响应特性,单独前、后翼升降舵控制效果相当;前/后翼协调使用有利于消除俯仰姿态和轨迹的耦合影响,能够有效调整闭环系统零极点,从而调节时间明显缩短;另外,基于输出反馈的特征结构配置方法适宜于直接升力控制律设计,过程直接,得到的结果易实现。这些结果为连接翼飞机飞行控制律设计建立了基础。     

Effective control allocation using hierarchical multi-objective optimization for multi-phase flight

For different flight phases in an overall flight mission, different control and allocation preferences should be pursued considering lift, drag or maneuverability characteristics. The multi-objective flight control allocation problem for a multi-phase flight mission is studied. For an overall flight mission, different flight phases namely climbing, cruise, maneuver and gliding phases are defined. Firstly, a multi-objective control allocation problem considering drag, lift or control energy preference is constructed. Secondly, considering different control preferences at different flight phases, the analytic hierarchical process method is used to construct a comprehensive performance index from different objectives such as lift or drag preferences. The active set based dynamic programming optimization method is used to solve the real-time optimization problem. For the validation, the Innovative Control Effector (ICE) tailless aircraft nonlinear model and the angular acceleration measurements based adaptive Incremental Backstepping (IBKS) are used to construct the validation platform. Finally, an overall flight mission is simulated to demonstrate the efficiency of the proposed multi-phase and multi-objective flight control allocation method. The results show that the comprehensive performance index for different phases, which are determined from the Analytic Hierarchy Process (AHP) method, can suitably satisfy the preference requirements for different flight phases.     

机动襟翼在实现直接升力控制中的应用研究

本文讨论了利用机动襟翼实现直接升力控制的基本原理,给出了实现单纯直接升力控制及机动增益控制模式时反馈参数及控制权限的确定方法。并以某战斗机为例,探讨了利用机动襟翼实现直接升力控制的可行性和效益、操纵反应特性.本文结果可供军用飞机及民用飞机及其主动控制系统设计参考.     

最佳过失速机动研究

 分航迹变向和机头指向目标两类问题对飞机过失速机动进行数值优化研究。结果表明,为获得大转弯率应在最大升力迎角区贴近角点速度飞行,因减速较快需用大油门。经典的转弯率图能够反映这类航迹机动的特点。而机头指向目标机动的前段仍是航迹变向问题,到适当位置后再利用超大迎角机动能力指向目标。飞行仿真表明,飞机具有过失速操纵力矩和良好的飞控系统时大部分最佳机动可顺利实施,但若有极低速度要求则仍可能超出操纵极限。     

穿越微下冲气流的飞翼布局无人机控制方法

微下冲气流是最危险的低空风切变形式,为在起降阶段安全穿越该气流,飞翼布局的无人机控制律应具有快速响应能力和良好的鲁棒性。针对大展弦比飞翼布局无人机舵面附加升力大和低速状态俯仰操纵效能低的特点,提出了舵面附加升力和机体气动力相结合的复合控制方案,改进了以输出误差为参考量的非线性指令分配策略,设计了基于迎角保护的指令分配策略。将风干扰和模型的不确定性视为未知扰动,采用自抗扰控制(ADRC)理论设计飞翼布局无人机非线性控制律,使之对风干扰和模型的不确定性进行估计补偿。仿真结果表明,复合控制与ADRC相结合的方法加速了航迹倾角的单位阶跃响应速度,使上升时间缩短了64%,同时能够实现对风干扰的有效观测和补偿,使高度损失低于2m;能够在风切变中有效保护迎角,使其维持在5.5°以内。因此,该方法能够为飞翼布局无人机安全平稳地穿越微下冲气流提供一种参考方案。     

飞行力学和飞行控制试飞技术

为了适应高增益,全权限数字电传操纵系统飞行试验的需要,利用已研制成功的多台地面飞行模拟器和ＢＷ－１纵向,ＩＦＳＴＡ三自由度空中飞行模拟试验机,模型自由飞研究以及具有现代先进水平的机载数据采集记录和地面实时监控系统等设备和技术手段,进行了电传飞机的飞行品质和飞控稳定性等问题的研究,包括试飞输入设计,电传飞机飞行品质,电传飞控系统稳定裕度等。最后,提出了对下一代飞机飞行力学和飞行控制方面需要研究的试飞     

舰载机人工进场着舰精确轨迹控制技术

进场着舰精确轨迹控制是舰载机设计的难点和关键技术之一。首先，对舰载机人工进场着舰轨迹及精确轨迹控制的应用需求进行了讨论，指出其必要性和直观的有益效果；随后，讨论了舰载机进场着舰精确轨迹控制的演变过程、发展趋势及涉及的等角下滑航迹率控制技术、进场动力补偿技术、直接力控制技术、DP（Delta flight Path）控制技术等关键技术；最后，讨论了舰载机进场着舰精确轨迹控制对减轻驾驶员操纵负担、降低触舰点分散度、减小触舰载荷等方面的收益。研究工作对舰载机的精确轨迹着舰控制系统设计具有一定的工程指导价值。     

可差动扭转扑翼飞行器的设计和风洞试验研究

常规的仿鸟扑翼飞行器在飞行时机翼只是单纯地上下扑动。为提高扑翼飞行器横航向和航迹控制的品质,设计了一种机翼在扑动的同时可差动扭转的仿鸟扑翼飞行器;在低速风洞中对其进行了一系列测力试验,研究了可差动扭转扑翼飞行器的升力、推力特性,以及机翼差动扭转角、扑动频率、风速、机翼柔性对滚转力矩系数的影响;对设计的扑翼飞行器做了飞行试验,验证了设计的可行性,并与常规扑翼飞行器作了对比,试验结果表明：可差动扭转扑翼可以用于扑翼飞行器的横向控制,并且可以提高其抗风能力和航迹控制精度。