民机电传飞控系统飞行品质要求探讨

从民机电传飞控系统飞行品质设计要求出发,通过对ＭＩＬ－Ｆ－８７８５Ｃ飞行品质规范、ＭＩＬ－Ｆ－９４９０Ｄ系统规范,Ｃ准则和尼尔－史密斯准则等通用标准中有关飞行品质设计指标要求的分析比较,     

飞机从向等效系统识别与评价的应用研究

本文运用时域和频域的等效系统法,针对几种典型的短时信号激励,通过ＢＷ－１变稳机研制试验收度飞和应用研究试飞,进行了大量的纵向等效模型参数识别。最后基于部分识别结果,依据美军标ＭＩＬ＿Ｆ－８７８５Ｃ的要求,从飞行品质的评判方面作了一些初步的探讨 。     

论库珀——哈珀加强员评定等级

结合具体飞行体会，详细阐述了对库珀－哈珀驾驶员评定等级的理解，论述了当试飞员依照该等级进行飞行评价时确定ＰＲ值的原则，方法，注意事项和影响因素，就个别参数讨论了ＭＩＬ－Ｆ－８７８５Ｃ中规定的飞行品质等级与ＰＲ值之间的一致性问题。给出了当两者不一致时的处理办法，最后简单论述了其在现代飞机设计中的重要性。     

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。     

飞行控制系统CRAFT设计方法研究

给出了对操纵效能、鲁棒性、敏捷性及飞行品质诸指标进行折衷综合的飞行控制系统设计方法的基本思想。以输出反馈特性结构配置的理论为控制系统设计的基础，取逆回差矩阵的最小奇异值、增益矩阵的范数及俯仰角加速度分别为鲁棒性、操纵效能及敏捷性指标，结合飞行品质规范的要求，借助先进的三维图像软件Ｓｕｒｆｅｒ，进行了ＣＲＡＦＴ设计方法研究。结果表明：ＣＲＡＦＴ设计方法为设计者形象地展示了飞行控制系统的几个指标之间的     

放宽静稳定性大型客机电传控制律设计

对放宽静稳定性大型客机进行了控制增稳控制律的设计,并完成了相关的仿真验证。通过研究《CCAR-25运输类飞机适航标准》和C*飞行品质评价准则,提出了放宽静稳定性大型客机纵向增稳控制律的设计要求。采用国际上先进大型客机常用的C*构型设计纵向电传增稳控制律,最后对所设计的控制律进行了操纵品质和增稳效果的仿真验证。仿真结果表明,设计的控制律在典型的巡航状态下,电传闭环操纵品质满足Ⅰ级飞行品质;同时在纵向扰动的情况下,有很好的静稳定性,增稳效果满足适航条例的要求。     

用于飞控系统试飞验证的识别方法

为试飞验证飞控系统的稳定性,改进,确认控制律和评价飞机的飞行品质,提出了富氏系数法（ＦＣ）,直接快速富氏变换－功率谱密度地（ＦＦＴ－ＰＳＤ）和相关函数为－功率谱密度法（ＣＦ－ＰＳＤ）确定系统频率响应,进而采用罗森布洛克无约束极值法和最小二乘－高斯牛顿迭代法进行模型参数拟合,另外,给出适合于上述方法的输入激励设计,通过用Ｔｕ－１５４Ｍ空中模拟试验机人机闭环／手动扫频试验数据和ＢＷ－１变稳机手动／自动     

直接力控制飞机时域和频域特性分析

直接力控制是主动控制技术是主动控制技术要实现的主要功能之一。此功能的实现无论对民有飞机还是军用飞机都有重大的意义。现介绍ＤＦＣ飞机时域的频域特性分析的意义和基本方法，并讨论ＤＦＣ飞机飞行品质规范的制订，依据，品质等级的评定方法，最后以ＹＦ－１６ＣＣＶ飞机为算例进行了仿真分析，结果表明，对ＤＦＣ飞机进行时域和频域分析，能够较全面地了解ＤＦＣ飞机的各项性能；利用频域特性，可以方便地评定了ＤＦＣ飞机飞行     

高增益飞机的纵向控制律设计研究

本文采用了可以预先确定飞行品质的控制律设计方法即模型跟踪法,对某战斗机的纵向控制律进行了设计,提出了一种简单且适用的求解控制律增益的迭代方法,同时给出了部分计算结果和结论。     

某无人机纵向控制律的最优控制器设计及仿真

控制律的设计直接影响无人机的飞行品质.针对无人机的要求,把飞行控制系统的纵向运动分为俯仰角速率、俯仰角和高度控制三个回路,采用最优控制器方法进行PID控制器设计,避免了经典控制理论中根轨迹法需要试凑的缺点.通过编写OCD程序并在Matlab中进行仿真,结果表明,所设计的无人机飞行控制器响应速度快、超调量小,效果有明显改善,飞行品质达到1级要求,并可大大节省设计时间,为进一步研究多输入多输出控制器提供了依据.     

基于LQR的飞机纵向控制律设计

介绍了最优二次型理论 LQR,以及加权矩阵 Q的选取。建立了某型固定翼飞机的纵向小扰动方程,利用显模型最优二次型法设计了飞机的纵向控制律,对飞机的 C*响应进行了改善。利用低阶等效系统方法,对飞机的法向过载和俯仰角速率进行拟配,并对设计的控制律进行飞行品质的评价,仿真结果表明所设计的控制律符合 而现代控制理论可以得到系统的状态变量模型,相比éêê ê? GJB 185-86的相关规范。     

大机动飞机的非线性鲁棒控制律设计

采用非线性不确定系统的高增益控制建设设计方法,为某型大机动飞机在特定飞行条件下设计了鲁棒控制律,以跟踪期望的输出轨迹,并在不同飞行条件下进行了系统仿真研究。仿真结果表明,采用所设计的控制律,在不同飞行条件下,飞机均可同时完成较精确的纵向和侧向机动跟踪,说明控制律具有较好的鲁棒性。     

垂直/短距起降飞机的控制仿真技术

针对垂直/短距起降飞机的特点,通过在某型飞机上虚拟加装升力风扇系统,建立了垂直/短距起降飞机的动力学模型,提出了垂直起降阶段垂向、纵向、横向和航向的控制方式并完成了控制律的设计与验证。研究结果表明,所建立的垂直起降动力学模型能够描述垂直起降飞机的动力学特点,提出的控制方式和设计的控制律能够有效地控制飞机实现垂直升降、侧飞、偏航、前飞和后飞等运动,可用于垂直起降飞机的飞行品质、起降程序的设计和验证等相关方面的研究。     

飞机的模型参考容错控制

 本文针对飞机内部元件或控制元件的故障,用检测滤波器理论设计了相应的故障检测器和故障参数估计器,并用Lyapunov稳定性理论设计了模型参考自适应容错控制律,从而保证了在内部故障情况下飞行控制系统的稳定性。     

刚弹耦合飞行器的机动载荷减缓

针对飞行器刚体/弹性模态耦合作用下的机动载荷减缓问题,运用亚音速非定常空气动力学理论以及分析力学原理,建立了柔性飞机机动载荷分析及控制的气动弹性模型,分析了飞机作纵向机动飞行时结构弹性对机动飞行参数的影响。数值分析结果表明,结构弹性模态对飞机机动过程的影响不容忽视。为了有效减缓机动载荷,运用最优控制理论,采用多组控制面联合偏转的作动方案,设计机动载荷减缓最优控制律,实现了对飞机纵向机动载荷的控制。研究结果表明,提出的机动载荷减缓控制方案是有效的。     

基于鲁棒伺服LQR的结冰飞机纵向控制律重构方法

由于防/除冰系统总会出现故障或者除冰不彻底,因此仅依靠防/除冰系统实现结冰条件下的安全飞行并非完全可靠,研究结冰后飞机控制律重构对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。针对飞机的纵向运动建立了结冰影响模型和纵向动力学模型,采用鲁棒伺服线性二次型调节器(LQR)最优控制设计了飞机结冰后空中飞行纵向控制律,模拟了飞机在俯仰姿态保持模式下遭遇不同严重程度结冰后的动态响应特性,并与常规PID控制进行对比。结果表明,所设计的控制律能够有效改善结冰飞机的飞行性能和飞行品质,准确跟踪给定的俯仰角指令,且抗干扰能力、动态性能以及鲁棒性均优于常规PID控制。为飞机结冰后的重构控制问题和自动飞行控制,提供了新的思路。     

侧向稳定系统参数平面设计法

首先介绍了鲁棒系统设计的参数平面法，然后采用该方法对某支线客机的侧向稳定系统进行了鲁棒设计，最生以几种不同的飞行状态为例，通过计算机仿真，对所设计的控制律参数进行了验证，结果表明：飞机侧向稳定系统的参数平面法设计是可行的。     

飞机直接侧力控制律设计

采用直接侧力控制可消除常规飞机在航迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式,这对横航向运动优点更为突出。文中首先对飞机直接侧力控制的三种基本运动模式进行了分析。然后简述了用特征结构配置和模型跟踪技术计算反馈和前馈增益以设计输出解耦控制系统的主要步骤。最后以CitattonⅡ型飞机为算例,设计了其直接侧力控制律。计算结果是令人满意的,说明所采用的原理和方法对直接侧力控制律的设计是行之有效的。     

飞机总能量控制系统的研究Ⅰ——原理分析与系统设计

飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分析了总能量控制的基本思想,建立起包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,然后利用输出反馈和V规范型前馈解耦策略,对此系统进行解耦分析,设计出能实现飞行轨迹与速度间解耦控制的总能量控制律,并确定出系统的设计条件;最后以波音(Boeing)707飞机为对象,进行了具体的系统设计。     

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。