面向战机大迎角机动过程的智能学习控制

针对战机大迎角动力学呈现的强非线性、气动不确定和通道耦合特性,提出了一种基于智能学习的自适应机动跟踪控制方法.通过将通道耦合视为集总扰动的一部分,把模型分解为迎角子系统、侧滑角子系统和滚转角速率子系统.采用神经网络估计不确定,设计跟踪误差反馈与集总干扰估计前馈相结合的控制器获取期望操纵力矩,并基于串接链分配方法求解气动舵偏角和推力矢量偏角.对于神经网络权重更新,构建预测误差表征集总干扰的估计性能,结合跟踪误差设计复合学习更新律.基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的一致最终有界稳定性.针对眼镜蛇机动和赫伯斯特机动指令进行了仿真验证和抗干扰参数拉偏测试,结果表明所提方法具有较高的机动指令跟踪精度和鲁棒性能.

基于RBF神经网络的大迎角机动空空导弹控制系统设计

以某型空空导弹为对象,基于双时标的假设,将导弹动力学模态分离为快变状态动力学模态和慢变状态动力学模态,并对其分别进行了动态逆设计。考虑到空空导弹在高速、大迎角飞行时,空气动力系数具有强非线性,直接采用了真实的多维非线性气动力模型(未进行小迎角线性化处理),用RBF神经网络逼近了气动力矩系数,在非仿射条件下用反解设计方法求得舵偏角控制命令。最后,给出了控制系统六自由度数学仿真结果。

大迎角机动导弹解耦控制研究

大迎角机动导弹各通道之间存在着严重的气动力交叉耦合。本文基于一拍采样周期进行跟踪的原理,研究了大迎角机动导弹的显模型跟踪解耦控制系统,提出了系统的设计方法。仿真表明,模型跟踪及解耦性能良好,提高了导弹的控制精度。对如何选取采样周期及显模型带宽进行了讨论,分析了模型跟踪系统的鲁棒特性。

增强超大黄蜂飞机的大迎角机动性和尾旋改出特性

早期的作战评估表明，由于太注重抗偏离特性，对原有Ｆ／Ａ－１８超大黄蜂飞机的一些战术性能进行了折衷。为了解决这些问题，在试验项目的工程和制造发展阶段，在经费和进度的限制范围内，使飞机效能达到期望值，从而为飞行员进行正式的作战评估提供高效能的飞机，波音、海军工程小组和综合试验小组共同努力，在工程和制造发展项目的实施中，对Ｆ／Ａ－１８Ｅ／Ｆ大迎角机动性操纵性的几项指标进行了改进。本文对这样两种设计问题进行了叙述：首先，对飞机进行设计以便增强大迎角滚转效能，争取满足对下一代飞机所面临的威胁的要求，然而增强超大黄蜂飞机的抗偏离特性，会使作战飞行员在关键的近距空战机动中不能取得要求的性能；其次，尽管对称外挂载荷尾旋改出特性是可以接受的，但是如果可能，希望改进横向重量在各种不对称情况下的尾旋改出特性。虽然这不是一项设计要求，

先进战机大迎角机动仿真研究

考虑战机非线性运动建模中推力矢量、非定常气动力等因素,建立了适合战机大迎角机动纵向动力学模型和非定常气动力模型,采用数值仿真对速度、平尾偏角、推力矢量舵偏角及俯仰角速度动态特性进行了分析。基于某型战机大迎角机动的仿真结果表明:各参数的变化符合实际情况,能够有效地反映真实机动状态,为大迎角机动飞行操稳系统的设计提供了依据。

部分三代战机“迎角悬挂”现象的机理分析与仿真计算

参考有关风洞试验结果,探讨了部分三代战机"迎角悬挂"现象的机理,对比分析了不同机型"迎角悬挂"的特点。并以某型三代战机为例,根据其纵向气动和操稳特性曲线及飞控系统特性,利用时域动态响应的方法,仿真计算了该型机大迎角下"迎角悬挂"的有关现象,计算结果与其技术资料的叙述相符。分析与计算表明,大迎角下"迎角悬挂"现象,是由该类型三代战机气动布局决定的一个共性问题;同时,"迎角悬挂"现象的特点又与具体机型的气动布局特点以及重心位置等因素有关。

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 。

考虑作动器动态补偿的飞机增量滤波非线性控制

针对飞机大迎角机动存在的模型参数不确定问题,提出了一种考虑作动器动态补偿的增量滤波非线性控制方法.基于推力矢量飞机姿态控制模型,利用Taylor级数展开和状态导数反馈分别设计了增量形式的气流角和角速度控制器.针对低通滤波求取状态导数产生的延迟,通过对控制量进行滤波补偿保证了状态导数反馈和控制量反馈的时间同步性.在此基础上分析了作动器动态对角速度闭环控制性能的影响,通过补偿器设计使系统具有期望的作动器动态,克服了增量式控制方法对作动器高带宽的限制.仿真结果表明本文提出的增量滤波非线性控制方法具有强鲁棒性和快速动态响应能力.

基于Anti-Windup回馈推力矢量飞行控制系统研究

针对带推力矢量飞机大迎角机动飞行控制问题,文中主要研究推力矢量与气动舵面融合控制策略问题。结合串级链式推力矢量控制分配和Anti-Windup抗饱和控制结构,提出了一种基于Anti-Windui回馈推力矢量飞行控制系统设计结构,该控制策略合理分配操纵面的偏转指令,实现推力矢量和气动舵面的协调偏转。仿真结果表明,采用Anti-Windup抗饱和控制结构的推力矢量/气动舵面控制融合结构,对完成飞机在纵向平面内的过失速机动动作,有更好的控制效果。

某型飞机时差导数对预测尾旋特性的影响

本文提供了利用欧拉方法计算的某型飞机尾旋时间历程结果，文中比较了是否使用洗流时差动导数数据对计算结果的影响，说明洗流时差动导数数据在这种模拟计算中是非常重要的，它使计算结果更合理。

基于Backstepping的飞行控制系统设计

现代无人机多采用多操纵面设计,这样使其性能有很大的提高,但是同时也导致了飞机控制系统设计复杂度的增加。尤其在其大迎角飞行时,是一个非线性、时变、耦合的多输入多输出(MIMO)系统,这更增加了控制系统设计的复杂度。文中针对这个问题,提出了一种基于Backstepping(回推控制)的控制律设计方法,克服了传统增益调参法需要纵横向解耦、参数切换等缺点,且具有调节时间短、超调量小、鲁棒性强和易于工程实现等优点。将无人机迎角、侧滑角和滚转角速度作为被控指标设计控制律。通过对某型无人战斗机进行飞行控制律的设计分析,得到了满意的控制效果。

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。

我国新一代超音速教练机“猎鹰”03号首飞成功

由我国自主研发的新一代超音速教练机“猎鹰”03号，在南昌首飞成功。“猎鹰”03号是一种融合了多项最新航空技术的新一代超音速教练机，它具有第三代战斗机的大迎角机动飞行能力和高敏捷性，可用于飞行学员的基础改装训练或伴随教练机进行战术训练。

基于加权最小二乘逆的机动机翼摇晃抑制

根据机动中机翼摇晃的主要动态特性,建立了多维非线性模型;在动态逆控制律的设计中,特别针对外环中状态变量多于操纵舵的问题,构造了基于加权最小二乘逆的控制结构,并引入积分反馈以弥补最小二乘近似逆及模型不确定性等因素导致的系统逆误差。仿真实验结果表明,所设计的加权最小二乘逆控制器,不仅能确保战机准确地跟踪机动指令,更能有效地抑制机动过程中的机翼摇晃现象,且具有较强的鲁棒性。

基于Ko位移理论的变体结构大变形精确重构方法研究

变体飞行器是指机翼在翼展、面积、弦长等几何结构尺寸方面发生显著变化,使得飞行环境在大范围内(比如巡航、极高速飞行、快速俯冲、大迎角机动等)变化时,可以实现机翼外形和表面结构的重组,以适应监测到的飞行条件变化,获得最佳的气动和气弹特性(图1)。理想的变体机翼应当能够感知周围的环境,并且调整形状以便在各种不同的飞行条件下优化运行。

图片消息

印度和俄罗斯将进一步合作 8月31日，在莫斯科附近的拉缅斯科耶机场上．俄罗斯第五代战斗机原型机（PAK-FA）为到访的印度国防部和工业界官员代表团进行了10分钟以上的飞行演示。飞机先做了低速通场飞行，然后进行了大迎角机动。

“猎鹰”试翼——我国第三代高级教练机开始试飞

2006年3月13日下午,由中航二集团江西洪都航空集团公司自投资金研制的新一代高级教练机——L-15“猎鹰”01架成功地进行了首次试飞。首飞飞行员是空军试飞团团长、特级飞行员张景亭大校和空军第四试飞大队一级飞行员杨耀大校。由于是首次飞行,L-15并没有进行机动动作的演示,在平稳飞行18分钟后轻盈着陆。“猎鹰”高级教练机融合了多项最新航空技术,采用先进的气动布局、高度综合的航空电子系统、国内最先进的电传飞行控制系统和先进的机体结构形式,具有第三代战斗机的大迎角机动飞行能力和高敏捷性。相信在未来的试飞中,L-15必定会展示出色的飞行性能。