大迎角综合飞行/推进控制系统设计与仿真

以先进推力矢量战斗机为背景,构建了基于力矩解算和分配的大迎角综合飞行/推进控制系统结构方案.在此基础上采用模糊方法设计推进稳定性控制系统;以逆动力学方法计算期望力矩;以饱和控制分配原则协调气动舵面和推力矢量的控制.仿真结果表明大迎角下推进系统可稳定工作,综合飞/推控制系统能合理协调气动舵面和推力矢量,控制系统能够快速准确的跟踪指令,完成机动动作.

综合飞行/推进控制系统的鲁棒设计方法

基于凸多面体线性系统族镇定方法和航迹准稳态运动概念 ,研究了现代攻击机的综合飞行 /推进控制系统的鲁棒设计方法。该方法根据航迹准稳态运动的条件 ,生成航迹准稳态运动的期望控制量和状态量 ,以航迹准稳态运动为基准运动建立综合系统的线性系统族模型 ,采用凸多面体线性系统族鲁棒镇定方法设计了综合控制系统的反馈调节控制器。数学仿真表明 ,所设计的综合控制系统对攻击机推进系统输出推力的变化具有大范围的鲁棒性 。

飞行/推进综合控制的自抗扰控制器设计

为解决飞行/推进综合控制的多变量耦合控制问题,提出了采用自抗扰控制技术的方法。分别对速度控制回路和高度控制回路进行自抗扰控制器设计,将回路间的耦合作为扰动进行估计并抑制。速度控制回路使用二阶线性扩张状态观测器。高度控制回路采用俯仰角和高度内外回路控制,分别使用三阶线性扩张状态观测器。采用带宽来确定状态观测器的参数。仿真结果表明设计的控制器消除了高度和速度通道之间的耦合,具有一定的抗噪声干扰能力。

直升机飞行/推进综合控制器的设计

用 H∞ 控制理论设计直升机飞行 /推进综合控制器 ,提出了一种基于性能指标要求的加权阵选择方法 ,整个设计过程简单明了且效果很好 。

以冲压发动机为动力的飞行/推进综合控制

对以冲压发动机为动力的超声速飞行器进行了巡航状态下的纵向飞行/推进综合控制研究。建立了考虑系统干扰和传感器噪声的系统模型。为消除静差,使用积分型LQG方法进行了飞行/推进综合控制。仿真结果表明,所设计的飞行/推进综合控制器抑制了高度和速度通道之间的耦合,具有一定的抗噪声干扰能力。

美国飞行/推进综合控制技术发展及飞行试验综述

随着军机的更新换代,飞行/推进综合控制技术在提高飞机性能方面有着举足轻重的地位。本文简要梳理了美国开展一系列飞行/推进综合控制项目的相关情况,重点介绍了HIDEC和HISTEC的研究结果及试飞验证情况。从美国在飞行/推进综合控制项目的技术谱系的发展,可以窥出美军、美国政府以及工业界(承制商)对现代战机推进系统研究的动向以及技术发展思路,对我国飞行/推进综合控制技术的发展具有积极的参考及借鉴意义。

综合飞行/推进关键自动模态设计与品质评价

先进飞机的综合飞行/推进自动模态设计,是设计具有自动油门功能的自动驾驶系统,实现飞行速度的自动控制,使飞行员松开油门杆,实现真正意义的自动驾驶。以大型客机和运输机为背景,设计了综合飞行/推进关键自动模态,包括巡航模态、自动着陆模态、平飞加减速模态,实现姿态、速度和高度的保持与控制。同时分别给出了相应模态的飞行品质评价指标,利用该指标评价控制律设计结果。评价结果均满足相应模态飞行品质要求。

综合控制系统研究及其仿真

研究了综合火力/飞行/推进控制系统原理及其各个子系统的控制律设计方法,研究通过飞行、推进、火控等系统的综合实现自动飞行、自动攻击的原理,并利用VC++和Open GL联合开发了综合控制仿真、设计平台,结合有效的任务管理及控制律剪裁,实现了灵活的系统运行配置,将设计平台和仿真平台集为一体,并将多个系统的综合、测试、仿真在一个平台上实现。最后通过数字仿真表明,综合控制系统明显地提高了飞机综合化、自动化水平,也验证仿真平台达到了设计要求。

飞行器管理系统需求

飞行器管理系统(VMS)将飞行、推进控制与相关的公管系统综合。飞行器管理系统的概念为性能改善带来了巨大的好处,同时对可靠性、维修性和保障性有重大改善。未来高性能的飞机将具有多操纵面/效应器以保证机动性,利用飞行/推进综合控制实现性能收益。随着更多系统的参与,综合设计的难度会增加。为确保VMS的实际应用,需要明确其计算和结构需求。

基于模型的矢量喷管控制系统设计

为实现矢量喷管控制系统正向研发"V"字模型,使用基于模型的设计方法开展矢量喷管控制系统的设计和验证。建立了包含矢量喷管液压机械单元、矢量喷管控制器及矢量偏转运动的矢量喷管控制系统模型,与发动机模型、飞机模型集成用于矢量喷管控制系统的系统综合设计。使用模型自动测试技术开展数字仿真试验,利用自动代码生成技术和实时仿真技术实现控制软件快速开发和系统半物理试验,试验结果表明了矢量喷管控制系统设计的正确性、高效性。

无人机综合飞行／推力矢量控制

以某无人机为背景,主要研究大机动时带推力矢量的综合飞行/推进控制系统的设计方法。应用非线性动态逆方法,根据无人机本身具有明显不同时间尺度差异的动力学特性,结合奇异摄动理论将控制变量按照响应快慢分为4个回路进行了控制器的设计与仿真;设计推力矢量控制和气动控制相结合的控制器,实现飞行和推力矢量的控制综合;将无人机的任务转化为对飞行控制的限制条件,对所设计的控制系统进行了数字仿真,结果表明所设计的控制器能够满足飞机做大机动时的控制要求。

先进短距起飞垂直着陆飞机的建模与仿真研究

先进短距起飞垂直着陆(ASTOVL)飞行/推进综合控制技术的实现,需要进行大量的理论研究和仿真计算,以确定最优控制律。通过用全量非线性方程来描述的该类依靠气动舵面和推力矢量融合控制技术的飞机运动状态,建立了六自由度的飞机动力学数学模型。由于没有对刚体飞机数学模型和气动数据进行线性化处理,因而所建模型不仅能较全面地反映STOVL飞机的实际运行特性,而且具有较强的通用性。最后,以某型号STOVL飞机为背景,在MATLAB5.2/Simulink环境下研究和开发了飞行数字仿真器,介绍了仿真软件的设计思想和程序架构,并通过数字仿真验证了该仿真器的正确性。

新一代战斗机机动作战决策与仿真

近距空战要求新一代战斗机具有较好的机动性能 .根据基本的空战机动模式进行机动作战决策的建模 ,在综合飞行 /火力 /推进分布式计算机实时仿真系统中 ,运用大机动非线性鲁棒飞行控制律进行了典型的机动作战仿真 .仿真结果表明 ,具有大机动性能的飞机在空战过程中显示出了很好的效益优势 .