俯仰跟踪任务中的驾驶员神经网络模型辨识

 在飞机设计中,应用驾驶员数学模型预测飞机飞行品质是避免人机系统出现不良耦合的重要途径之一。为了提高飞行品质的预测精度,采用人工神经网络(NN)方法进行驾驶员模型辨识,着重研究该模型对不同飞机被控对象的适应能力。首先,详细分析了驾驶员完成俯仰跟踪任务的操纵行为特点,提出适用于该驾驶员行为描述的神经网络模型结构形式。然后,根据对不同被控对象进行俯仰跟踪实时仿真实验的结果,对神经网络模型参数进行识别。最后,对模型辨识结果进行了精度评价。研究结果表明,该辨识方法适用于研究具有不同增益、不同短周期振荡频率飞机被控对象的驾驶员操纵行为特性。     

基于响应类型的直升机悬停状态显模型跟踪控制律设计

现代战场使用环境对直升机的飞行品质要求越来越高,使用电传飞控系统可大幅改善直升机的飞行品质,本文以电传飞控系统为研究对象,进行面向特定任务的具体指标要求的控制律设计。首先,根据ADS-33E飞行品质规范要求构造出满足悬停状态下俯仰轴ACAH响应等级1要求的指令模型;其次,以该指令模型构建显模型,通过反馈补偿算法进行跟踪偏差修正的模型跟踪控制律设计,最终得到整个闭环系统俯仰姿态满足飞行品质等级1要求的控制律构型和参数。通过MATLAB仿真验证了该设计方法的合理性和有效性。     

安装主动侧杆的飞机的人机交互控制系统研究

主动侧杆人机交互控制是一种具有广泛应用前景和重要意义的技术，它不仅可以减轻飞行员的负担，也可以提高飞机的性能和安全性。为了解决飞机执行器出现故障时可能出现的飞机失控问题，本文构建了含有主动侧杆的飞机中飞行员与控制增稳系统之间的并联人机交互控制架构，设计了一种新的主动侧杆与飞行员交互方式，主动侧杆不仅传递操纵指令，还通过触觉反馈向飞行员传递飞行状态，使飞行员能够快速感知飞机故障并采取相应措施。同时，设计了控制增稳系统，选用自适应控制器，并在此基础上设计了改进型自适应控制器+PID控制器。利用模糊控制机制动态分配人机控制权重，为飞机系统和飞行员之间的交互提供更加灵活和精确的控制方式。最后，通过仿真验证了所设计的含主动侧杆的人机交互控制方法的有效性。     

主动侧杆引导下的Ⅱ型驾驶员诱发振荡抑制

现代飞机采用放宽静稳定性构型和侧杆控制器操纵,使得舵面速率饱和引起的驾驶员诱发振荡（PIO）成为影响飞行品质的一个重要因素。针对舵面速率饱和引起的Ⅱ型PIO问题,设计了主动侧杆人感系统,其弹性系数随着舵面偏转速率饱和的发生而改变,从而达到抑制速率饱和的作用。基于主动侧杆引导下的人机闭环系统模型,仿真分析和飞行品质评价验证表明,基于系统误差在线调整人感系统弹性系数,能够降低舵机速率饱和的程度,改善飞行品质,有效抑制舵机速率饱和引起的Ⅱ型PIO。     

考虑舵机动力学的旋转弹自适应解耦控制

为解决由气动交联、控制交联引起的旋转弹俯仰和偏航通道间的耦合问题，提出了一种考虑气动不确定和执行机构动力学的自适应解耦控制方法。以一类鸭舵作用下的双通道控制旋转弹为研究对象，建立了非旋转弹体坐标系下考虑舵机动态响应过程以及气动参数不确定性的线性化动力学模型。利用模型参考自适应控制方法作为基础框架，将跟踪误差积分扩维至被控系统以改善闭环系统的跟踪性能。将舵机输入与输出之间的误差信号反馈到参考模型中实现俯仰和偏航通道之间的解耦。通过理论分析和数值仿真，验证了所提自适应解耦控制方法的有效性。仿真结果表明，设计的自适应解耦控制器能够保证闭环系统稳定并且实现俯仰和偏航通道之间的解耦。     

基于环量控制的无尾飞翼俯仰和滚转两轴无舵面姿态控制飞行试验

环量控制通过驱动压缩空气射流产生虚拟舵面实现无舵面飞行控制，显著提高低可探测性。基于无尾飞翼布局无人机，提出基于激励器终端压力反馈的闭环控制策略，自主开发机载多通道闭环控制射流作动系统，并与飞行控制系统进行融合，实现基于主动射流的姿态闭环控制，通过60 m/s巡航速度下飞行试验，定量研究了环量控制用于俯仰和滚转姿态控制能力。结果表明：环量激励器通道组合产生双向连续、稳定的俯仰和滚转控制力矩；射流作动系统响应延迟小于0.02 s，射流作动无人机姿态角速度响应时间小于0.02 s；俯仰环量激励器压比-1.025与升降舵-2.5°舵偏角产生的俯仰力矩相当，滚转环量激励器压比1.050与副翼2.0°舵偏角产生的滚转力矩相当，并分别实现纵向和横向无舵面姿态控制。     

低空地形跟踪飞行的广义预测控制

运用广义预测控制（ＧＰＣ）方法，设计了低空地形跟踪的飞行控制器；利用系统的动态模型预测系统未来的输出提出了预测跟踪误差和未来控制性组合的性能指标，通过使性能指标最小，产生最优控制输入。为了增强控制系统的稳定性，根据线性反馈原理对被控对象进行了增广。结果表明，该控制器具有精确的跟踪性能。     

风洞虚拟飞行试验模拟方法研究

风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上,让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面,来实现较为逼真的模拟飞行器真实机动运动过程,进而达到探索其气动／运动耦合机理的目的。发展风洞虚拟飞行试验,其模拟方法是必须要解决的核心理论问题。针对某典型导弹,开展了铅垂平面内三自由度俯仰运动的开环控制和闭环控制飞行仿真模拟,分析了风洞虚拟飞行试验和真实飞行之间的主要差异及其影响,研究了风洞虚拟飞行试验的模拟方法。结果表明：对铅垂平面内的三自由度俯仰运动,采用俯仰角速度反馈的经典三回路自动驾驶仪闭环控制方式,风洞虚拟飞行试验能够较为逼真地模拟真实飞行过程。     

航空发动机H∞PI输出反馈控制——非严格正则LMI方法

基于传递函数矩阵H∞范数的等价原则思想,将非严格正则模型转化为严格正则模型。通过LMI求解方法,在考虑控制能量约束的条件下,对严格正则模型进行静态输出反馈PI控制器设计。提出了一种非严格正则模型静态输出反馈PI控制器求解的算法。以某型双转子涡喷发动机为被控对象,进行静态输出反馈PI控制器的LMI设计,并分区域在飞行包线进行了动静态性能和鲁棒性能仿真验证。     

新型复合式无人直升机悬停/着陆控制

旋翼-涵道复合式无人直升机是一种具有特殊机体结构的新型无人直升机,悬停和着陆控制是该类无人直升机飞行控制设计的一大难点。依据复合式无人直升机运动机理建立了非线性动力学模型,在悬停配平状态下进行小扰动线化和降阶处理,给出了用于控制律设计和仿真的线性模型。运用期望隐模型和特征结构配置方法设计了姿态角速度与垂向速度控制内回路,内回路输出角速度积分得到的姿态角反馈和线速度反馈构成纵横向线速度控制外回路。悬停/着陆仿真验证了内回路能实现良好的角速度指令跟踪解耦控制,外回路能实现良好的悬停位置保持和着陆轨迹跟踪控制。     

人机闭环特性试飞研究

人机闭环特性是飞机飞行品质验证的一个重要组成部分.以某型飞机为例,在试飞中采用俯仰倍脉冲、俯仰阶跃和驾驶员纵向扫频验证了GJB8785C中的Gibson准则和驾驶员在回路中的准则,用粗略截获、精确跟踪、双机编队等飞行方法,通过驾驶员评述和HQR评分系统,对现代军用飞机的人机闭环特性进行了验证和分析.     

基于模型跟踪的通道解耦控制技术仿真研究

飞行品质标准对耦合现象有着明确的限制和评定,为了实现飞机的解耦控制,本文基于模型跟踪技术进行了解耦控制律的设计。首先构建了非耦合的目标模型,其次利用模型跟踪对非耦合模型完满复现,实现了解耦目的,最后分析了模型反馈增益和舵回路对解耦控制律的影响并提出了解决方法。仿真结果表明：利用模型跟踪控制技术可实现飞机通道之间的解耦,且该方法简单明了,易于工程实现。     

翼面结构/颤振主动控制律一体化设计

在气动弹性领域内对结构 /控制一体化设计作了初步的探索与研究。针对采用加速度传感器的气动伺服弹性模型 ,建立了在拉普拉斯域中颤振速度对结构设计变量及控制设计变量的解析导数表达式。同时也建立了奇异值对结构设计变量的解析导数表达式。对一矩形机翼以输出反馈的形式进行了结构 /控制一体化设计。目标函数为结构重量最轻 ,满足闭环系统颤振速度和以奇异值为基础的鲁棒稳定性指标约束 ,取得了较好的计算结果     

有侧风时某验证机着陆品质分析

以刚体系动力学理论为基础,建立飞机、起落架六自由度全量非线性方程,根据有侧风时着陆过程中驾驶员的操纵特点,提出比较符合实际情况的操纵逻辑,以及用3个单轴操纵的驾驶员模型,通过采用分时采集、分时处理飞行状态信息和分时操纵的方式,将它们有机地综合成~个同时做三轴操纵时的驾驶员模型。最后,对所建立的人-机闭环系统模型编制了相应的仿真软件,并对某验证机进行了着陆品质分析,其结果与试飞情况比较吻合。     

一种飞机低空下滑定高控制方案改进设计及仿真

飞机低空下滑定高飞行是飞机着陆飞行阶段中的重要一环,其下滑改平飞行轨迹的优劣及轨迹控制精度的高低对飞机的安全着陆至关重要。为此设计了一种低空下滑定高控制方案,即:内回路采用均衡式反馈舵回路,外回路加入俯仰角信号+延迟接入高度定高系统的控制方案。为验证该结构方案的准确性,对其作了大量仿真研究,仿真结果显示,所设计的结构方案及其控制规律可使下滑定高控制系统的动、静态性能得到明显改善。     

飞机着陆下滑状态人-机系统动态特性分析

采用最优控制驾驶员模型在频率域内分析是理论评价电传操纵飞机着陆下滑状态飞行品质的一种有效方法。基于人 -机系统响应特性可揭示出驾驶员工作负荷和系统动态特性之间相互影响。驾驶员相位补偿作为驾驶员工作负荷的度量 ;取人 -机系统闭环带宽、开环高频峰值和飞行轨迹倾角误差均方值等指标来评价系统动态特性。这些评价准则与驾驶员主观评分之间具有很好的相关性。应用该方法对某电传操纵飞机进行分析 ,其结果与飞行模拟评价结果较为一致     

作动器速率饱和时的PIO抑制方法

 作动器速率饱和会产生附加的时间延迟, 使系统稳定性大大降低, 并增加了驾驶员诱发振荡( PIO) 的趋势。为防止作动器速率饱和, 在飞控系统中一般设置了软件速率限制器。对比分析了3 种软件速率限制器, 探讨了它们的开环和闭环特性, 从研究角度出发, 提出了某型飞机在出现低液压故障情况下的PIO 抑制方案。非线性六自由度仿真结果表明, 该方案明显改善了算例飞机在严重低液压故障时的动态响应, 降低了PIO 趋势。     

武装直升机横航向解耦控制研究

应用现代控制理论中的特征结构配置法,设计了武装直升机横航向增控增稳控制系统,并通过特征向量的选型使横航向两通道实现解耦,考虑舵回路后,利用增广的模型矩阵,通过特征配置求出输出反馈控制律,进而与指令模型,机械通道传动比一起构成解耦控制的系统结构图,数字仿真结果表明,系统具有良好的解耦控制效果和闭环特性。     

Control law design for transonic aeroservoelasticity

Existing computational transonic aeroservoelastic researches focus on directly coupling the structural dynamic equations, CFD solver and servo system in time domain, study the effect of the given feedback control laws on the responses of the aeroelastic system. These works have not involved the design of the flutter active control law. The non-linearity of transonic flow brings great difficulties to aeroservoelastic analysis and design. Recent research of the unsteady aerodynamic reduced order models (ROM) based on CFD provides a challenging approach for transonic aeroservoelastic analysis and design. Coupling the structural state equations with the aerodynamic state equations of the wing and the control surface based on the ROM, we construct a transonic aeroservoelastic model in state-space. Then the sub-optimal control method based on output feedback is used to design the flutter suppressing law. The study first demonstrates the open loop of the Benchmark Active Controls Technology (BACT) wing. The computational results of the CFD direct simulation method and the ROM analysis method are both agree well with the experimental data. Then both the closed loop time responses and the flutter results by ROM technique are compared with those of numerical aeroservoelastic simulation based on Euler codes to validate the correctness of the design method of the control law and aeroservoelastic analysis method. An increase of up to 20% of the speed index can be achieved by the control law designed by sub-optimal control method for this model.     

人─机系统动态特性的实时仿真与品质评价

飞机的飞行品质不仅取决于飞机本体动力学特性和驾驶员操纵动力学特性，更重要的是取决于驾驶员─飞机系统闭环特性。通过一名驾驶员在模拟工作台上，完成对某机在不同飞行状态下的俯仰跟踪仿真任务，辨识得出驾驶员操纵动力学模型；对驾驶员─飞机闭环系统数学模型进行数字仿真得出系统动态响应；再按Ｎｅａｌ—Ｓｍｉｔｈ准则评价了该机的飞行品质，并且与按ＭＩＬ—Ｆ—８７８５Ｃ规范要求的飞行品质进行了对比。