推力矢量飞机控制系统设计与仿真研究

针对某型推力矢量飞机提出了一套控制方案,较好地将理论与工程实践结合起来,解决了飞机在全包线范围内的飞行控制问题。该控制方案包括常规机动控制器、大迎角超机动控制器、控制分配器及轨迹跟踪控制器等几个主要环节的设计,完成的控制系统满足全包线飞行品质的要求,可实现对大机动轨迹的精确跟踪。最后,对此综合控制系统进行数字仿真并给出部分仿真结果,结果表明所提出的飞行控制系统设计方案是成功的。

飞行器控制律设计方法发展综述

综述了飞行器控制律设计方法的研究和应用状况。首先简述了现代控制理论的发展状况,然后给出最优控制法、特征结构配置法等线性设计方法和非线性反馈线性化、非线性H∞优化与μ综合鲁棒控制、滑模变结构控制、反步控制、神经网络控制、自适应控制等非线性设计方法的特点及其在飞行器控制律设计上的限制,最后分析总结了存在的问题及未来的发展方向。

基于任务评定的战斗机大迎角飞行控制律设计方法

针对现代战斗机大迎角机动的飞行控制设计问题,在角速率指令非线性动态逆控制律基础上,引入表征期望飞行品质的理想参考模型,构成了模型参考动态逆飞行控制律,并借助基于任务的飞行品质评定方法完成了控制参数的整定,从而实现了对飞机大迎角机动的控制.对设计结果进行了时域和频域仿真,并使用基于任务的飞行品质评定方法对闭环系统的飞行品质进行了评定,验证了控制律设计的有效性.通过不同任务下评定结果的对比,说明了这一方法在揭示飞机大迎角飞行品质特性和特定任务对飞行控制律的特殊要求这两方面的优越性,可用于战斗机大迎角机动的非线性飞行控制律设计与飞行品质的评定.

电动飞机气动焦点辨识及飞行试验研究

电动飞机作为未来绿色航空的发展方向,引起了各国的广泛关注。电动飞机大多采用大展弦比气动布局,在飞行中机翼弹性变形较大,风洞试验测试的焦点结果不能较好地反映实际飞行要求。为了确定轻型电动飞机的重心范围以及得到飞行中准确的焦点位置,以某型碳纤维复合材料电动飞机为例,建立定常直线平飞和定常盘旋机动飞行的数学模型;基于盘旋机动飞行试验获得测试数据,采用物理解算法辨识得到实际飞行的焦点,并与风洞试验测得的焦点位置进行对比。结果表明:盘旋机动飞行试验辨识的飞机焦点位置要比风洞试验的结果靠前;对于展弦比较大且采用大量复合材料的电动飞机而言,在飞行过程中实际焦点位置与风洞试验结果有一定的差距,采用物理解算法辨识得到的焦点位置更接近于实际状态。

不确定隶属函数T-S模糊控制器设计与稳定分析

针对许多非线性系统存在的结构不确定和难以用精确数学模型表达等问题,在研究基本Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型的基础上,通过增加一个隶属函数自由变量,利用线性矩阵不等式(LMI)设计了一个使得闭环系统渐进稳定的状态反馈控制器,并给出稳定条件.所得到的条件充分利用了前件变量隶属函数的结构信息和后件局部子系统之间的相互关系,降低了常规T-S模糊系统的稳定性条件的保守性和求解难度.通过仿真实例验证了该方法的可行性和有效性.

飞翼飞机嵌入式大气数据系统算法研究

为适应新型作战飞行器平台高隐身、高超声速、高机动性等方面的需求,嵌入式大气测量技术不断发展。分析对比类球头集中式和飞翼飞机分布式两大类嵌入式大气数据传感(FADS)系统的研究情况及差异性。针对高隐身的飞翼布局飞机,以类X-47B飞机气动外形为研究对象,参考其测压点选位布局,开展了FADS算法模型的研究,提出一种适合工程应用的飞翼布局飞机FADS算法模型。算法采用最小二乘法拟合流场样本数据,通过迭代计算解耦各大气参数。仿真验证表明:该算法具有较高的解算精度,且迭代计算稳定收敛。

某型电动飞机气动特性数值模拟与风洞实验

为了验证某型大展弦比电动飞机气动设计的合理性以及为飞行性能及品质计算提供数据,采用有限体积法离散求解三维可压雷诺平均Navier-Stokes方程,并选用Spalart-Allmaras湍流模型对该电动飞机流场进行CFD数值模拟。结果表明,该型电动飞机气动设计合理,巡航速度升阻比最高可达23,具有较高气动效率;通过CFD数值模拟得到了全机升力系数、阻力系数和升阻比。为了验证CFD计算结果,对该型电动飞机进行了缩比模型风洞实验,结果显示,CFD数值模拟法计算结果与风洞实验结果高度吻合,说明CFD计算结果准确。该方法可为大展弦比电动飞机气动设计提供指导。

某型电动飞机起飞加速特性分析与仿真模型修正

电动飞机从加速滑跑到飞行至安全高度是一个十分复杂的过程,在计算电动飞机起飞性能时发现用近似匀加速仿真模型得到的起飞距离小于实际的起飞距离。为了准确计算电动飞机起飞性能,在MATLAB中建立完整起飞过程的仿真模型并分析模型与实际起飞过程的误差,通过分析电动飞机起飞过程中加速度与速度的变化规律,引入修正函数对仿真模型中的速度进行修正;以某型电动飞机起飞性能计算为例,使用修正前后的模型对起飞过程进行仿真计算,并将计算结果与飞行试验数据进行对比。结果表明:修正后的模型精度优于修正前仿真模型的精度,修正后模型的仿真结果与飞机试飞试验结果基本一致。

连续控制系统固定步长离散化方法性能对比分析

连续控制系统中越来越多地采用离散控制方式.控制系统的固定步长离散化有多种方法,但不同方法的时间性能和计算精度差异巨大.经过对比分析,欧拉法、休恩法和Bogacki-Shampine法在性能方面具有较大劣势,不适合应用在实际系统中;而双线性变换法适用于采用32位浮点数计算的控制系统,4阶龙格-库塔法适用于采用64位浮点数计算的控制系统,二者均能实现各自场合下较高的精度.

基于仿生智能的无人作战飞机控制技术发展新思路

仿生智能和无人作战飞机均已分别成为国际人工智能和航空航天领域中备受关注的研究热点和前沿性课题.本文在系统阐述仿生智能和无人作战飞机基本概念原理的基础上,结合目前研究现状从基于人工脑的无人作战飞机高智能化自主控制、基于群体智能理论的多无人作战飞机协同控制、基于群智能-Bayesian网络的复杂作战态势评估、基于仿生硬件的无人作战飞机高智能化自主控制、网络环境下基于元启发式智能的多无人作战飞机/无人作战车异构分布协同控制等方面提出了无人作战飞机控制技术的发展新思路,这些思路的实现对极大提高作战任务的有效性及生存概率具有重要意义,同时也为无人作战飞机的智能化、综合化和先进化提供新的突破方向和切实可行的技术途径.

基于紧组合残差滑动方差的GNSS欺骗干扰检测与实验

针对传统的INS/GNSS紧组合伪距残差(pseudorange residual,PR)对时延具有变化特征的欺骗干扰检测效果不佳问题,该文利用欺骗干扰时延特征构造了残差滑动方差(residual sliding variance,RSV),提出一种基于紧组合RSV的欺骗检测方法,并设计了相应的检测流程。利用卫星信号模拟器构建典型欺骗干扰场景的测试表明,在典型的两组欺骗干扰场景下,所提方案的检测响应时间分别只有传统欺骗检测方法的33.3%和0.88%,显著提升了系统对欺骗干扰的检测响应速度。该方法实现简单,易于实施。该文对欺骗干扰的作用过程,以及干扰检测的效果进行了清晰的展示和详细分析,包括通过设置不同的参数验证不同的欺骗检测效果,有助于学生更好地理解卫星导航欺骗干扰的危害以及应对措施。

ARINC659背板总线在余度计算机中的应用

飞控计算机的发展经历了从模拟到数字,从低性能到高性能的历程。随着技术发展,具有任务可靠性高、延时低等优点的分布式计算机得到越来越多的应用。根据分布式计算机的余度配置、同步/异步需求,考虑到可靠性及维修性要求,简要对比分析了几类机载总线技术,提出了时间规划方法,使应用软件、底层数据可以按照时间规划传输并保持同步。同时,针对传统的ARINC659协议只确定单机箱传输方法,不适用于机箱间数据传输等问题,创新性地提出了2种基于ARINC659总线的双机箱同步计算机应用方案,并对不同的设计方案进行了工程应用分析和时延测试。最后结合当前技术发展,研判未来机载计算机和总线的发展趋势。