基于总能量理论的着舰飞行/推力控制系统

为提高舰载飞机在低动压着舰条件下飞行操纵性能和实现飞行航迹/速度之间的解耦,首先设计了阻尼器,使飞机的短周期阻尼达到了一级飞行品质的要求;然后,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21 rad/s。仿真结果表明,该系统能够在保持速度恒定的条件下实现航迹角的快速响应,而且对气动参数摄动具有较强的鲁棒性。

高超音速飞机总能量控制系统的设计和应用

为了解除高超音速飞机飞行速度与航迹角之间的强耦合,设计了基于总能量原理的飞行控制系统,该原理的核心思想是采用高超音速飞机发动机的推力来控制总能量,而升降舵用于调节总能量的分配,通过协调升降舵和发动机节流阀调定指令,达到合理增加和分配能量的目的,确保其具有良好的非线性解耦控制能力及强鲁棒性能.仿真结果表明,本文所设计的控制系统对于高超音速飞机是可行的.

舰尾流环境中载机纵向QFT/TECS控制系统设计

为了消除舰尾流对载机着舰过程产生的影响,同时完成低动压状态下飞行速度与高度的解耦工作,基于定量反馈理论/总能量控制理论(QFT/TECS)设计了纵向着舰控制系统。针对着舰过程中数学模型所具有的不确定因素及舰尾流对下滑航迹的影响,以载机高度变化率为控制对象,使用定量反馈理论结合推力补偿系统进行了内回路鲁棒控制律设计。外回路控制律设计是以总能量控制理论为基础,通过粒子群优化算法对待调控制参数进行寻优,进而实现了对高度、速度等参数的精确控制,完成了载机纵向着舰轨迹与速度的解耦工作。仿真结果表明,该控制律在拥有较强的鲁棒性的基础上具有良好的解耦控制能力,实现了载机着舰段的高度与速度的解耦控制,明显提高了载机对着舰轨迹的跟踪能力,可满足不确定条件下载机的着舰要求。