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。     

一种研究型民机飞行模拟器设计与实现

飞行模拟器是一个复杂的人-机实时仿真系统,已被广泛用于飞行训练和飞机研制.首先论述了民机飞行模拟器的发展特点,然后介绍了本实验室研制和开发的研究型民机飞行模拟器.采用可扩展结构框架、模块化设计方法.重点研究了飞行管理计算机系统的飞行计划控制、导航计算和信息显示功能,完善了自动飞行控制系统、发动机系统的建模,设计并实现了综合电子显示系统的显示方案.最后,进行了总结.     

飞行控制律开发中的不确定性及评估确认方法

工程上飞行控制律一般基于传统的经典控制理论设计，而且缺乏不确定性存在情况下对控制律性能的系统考查，逐渐不能适应现代飞行控制系统的发展．针对现代飞行控制系统中广泛存在的不确定性，进行控制律评估与确认技术方法研究，提出了进行现代飞行控制律评估与确认的内容、步骤、适用的先进评估方法和评价准则，并且构建了相应的可视化、自动迭代仿真环境。对我国在此领域的研究具有积极的意义。     

无人机自动空中加油飞行控制技术

无人机在现代战争中扮演重要角色,广泛用于侦察、监视战区环境等任务,留空时间需求日益增长,为了增加航时而不返回基地加油,亟需开展无人机自动空中加油技术的研究,根据空中加油的特点,深入研究了空中加油自动飞行控制系统方案,提出了受油机分阶段姿态和位置控制策略,设计了满足自动空中加油控制要求、面向工程的多模态、高精度、高抗扰飞行控制律,并用粒子群算法进行了参数优化。此外利用Matlab/Simulink搭建仿真平台对空中加油阶段受油机扰动运动进行了仿真验证。仿真结果表明,该多模态控制律可以满足自动空中加油的任务要求,控制精度较高,受油机的抗干扰能力较强。     

大型飞机迎角限制器设计与飞行品质评估

针对某大型飞机的线性模型设计了纵向电传操纵系统,采用两种不同方法设计了迎角限制器。探讨了大型飞机飞行品质评估的相关问题,同时对迎角限制器对大型飞机飞行品质的影响进行了具体的对比分析。在对应的非线性模型上进行了系统仿真验证,仿真结果证明了所设计迎角限制器的有效性。该研究为我国大型飞机迎角限制器设计及其对飞行品质的影响问题提供了有益的参考。     

基于事件服务的分布式飞行控制系统实现

根据无人直升机飞行控制特点，利用中间件TAO及其事件服务机制，设计了分布式飞行控制系统。为了实现此系统，开发了公共事件服务组件，其他需要事件服务的组件对其进行简单地调用，就可以实现分布在不同计算机、不同操作系统、应用不同语言编写的组件之间的通讯。仿真表明这种实现方式大大增强了系统组件的重用性、可靠性，并使组件之间解耦，提高了系统设计的效率，降低了开发的费用。     

用于多无人机编队飞行的PIDA+逆飞行控制器

设计了一种结合PIDA控制及逆控制的多无人机编队飞行控制器.分析了多无人机编队飞行中飞行耦合气流的估计范围,针对个体无人机的轨迹控制模型讨论了其飞行控制器需求,结合逆控制的解耦性能和PIDA控制器低模型依赖、简单结构、快速性等优点,设计了一种PIDA+逆的飞行控制器,最后,以控制器输出约束、飞行气动力参数变化以及气动耦合扰动为指标对PID控制和PIDA+逆控制的控制效果进行了对比仿真,仿真结果表明,PIDA十逆控制能够有效的抑制模型参数不确定性带来的影响,并且在控制器输出约束条件下仍能保持较好的动态性、准确性和鲁棒性.     

无人机自适应编队飞行控制设计与仿真

编队飞行对于完善无人机的功能和生存能力具有重要意义.以两架紧密编队飞行的无人机为研究对象,考虑到外部干扰和噪声的影响,建立了编队飞行动力学模型;根据编队飞行控制系统的特点,使用直接自适应控制技术对无人机进行编队飞行控制,使得飞机具有良好的模型跟踪能力;同时采用PID控制器使得系统快速跟踪指令;最后分析了所设计系统的稳定性.仿真结果表明设计的编队飞行控制系统具有较强的鲁棒性和自适应跟踪性能.     

连续时间广义预测控制在纵向飞行控制中仿真

导弹的飞行主要是通过姿态稳定和调节实现的。当导弹在大空域内进行飞行时,系统存在着严重的非线性和复杂性等不确定性因素,采用离散的控制算法进行控制,在高采样速率情况下,产生控制抖动问题。提出了连续时间控制方案,通过以小扰动模型为基础的导弹动力学特性分析,设计了导弹纵向飞行通道的全空间串级控制结构,并且以连续模型作为预测控制的被控对象,弹道外回路和姿态内回路均采用连续时间广义预测控制算法。仿真结果表明,该控制方案能实现高精度的控制要求,并且有效的克服了控制抖动。     

基于LMI的直升机鲁棒飞行控制及仿真研究

研究了直升机在低速飞行时的鲁棒飞行控制器设计及直升机飞行控制系统的仿真验证问题,以ADS－33D水平1操纵品质要求为设计目标,通过选择适当的加权函数矩阵,采用基于线性不矩阵等式（LMI）的H∞控制器设计方法,设计了UH－60A直升机在低速飞行时的鲁棒控制器。仿真结果表明,所设计的直升升机飞控制的系统具有鲁棒性,达到给定的ADS－33D水平1操纵品质要求。     

飞行模拟机操纵负荷系统试验研究

飞行模拟机操纵负荷系统是飞行模拟机的重要组成部分,向飞行员提供逼真的力感模拟。以飞机操纵系统为原型给出了飞行模拟机操纵负荷系统的模拟原理,建立了由低摩擦作动筒组成的三通道液压驱动数字式操纵负荷系统,根据数学模型借助快速控制原型技术和Matlab/Simulink可视化编程语言进行实时控制系统的开发,解决了采用C 、VC进行开发周期长、调试困难的缺点,并通过试验验证了PD控制算法的有效性,实现了对飞机操纵系统的性能模拟,具有误差小、跟踪性能好的特点,已应用于飞行模拟机样机系统的研制。     

用于超机动飞行控制研究的实时仿真系统

讨论一个用于新一代歼击飞行控制研究的飞行员在环实时仿真系统的设计问题,简单地介绍了仿真对象和控制律的情况,并给出了系统的操纵方式,文中介绍了采用分布处理技术设计系统的有关问题,采用分布处理技术可提高系统处理速度并降低软件难度,最后给出了系统的硬件结构和软件处理流程。     

飞行仿真器方式控制面板的数字化设计与实现

飞行仿真器方式控制面板是自动飞行系统(AFS)的重要组成部分,提供由飞行员操作的各种开关、按钮以及参数选择。数字化实现的方式控制面板以图形界面的方式代替原来的按钮和旋钮,通过人-机界面提供相应的功能。用简易飞行摇杆替代座舱内的操纵机构,控制飞机的三个姿态角,从而改变飞机的飞行状态。采用Saitiek飞行操纵杆仿真真实的操纵杆、脚蹬和油门,实现飞行员对飞机的控制。     

对称机动飞行时飞行员人体动态体表压力分布研究

论述了飞行员人体动态体表压力分布对于飞行过载动感仿真的重要性。给出坐姿人体体表压力模式及其等效压力分析方法。在对称机动飞行情形下,建立了飞行员人体动力学方程,该方程考虑了歼击机飞行员实际坐姿。导出了动态体表压力公式,动态体表压力与飞行员人体加速度之间的惯性传递矩阵。给出与动态体表压力相关的歼击机飞行员人体参数计算方法。以某飞机眼镜蛇机动为例,通过数值求解,得到该机动飞行时飞行员人体动态体表压力分布。研究结果可用于指导过载椅设计。     

无人直升机欠驱动飞行控制系统设计与仿真

针对无人直升机欠驱动特性,采用多回路反馈方法设计飞行控制系统。为实现内回路的姿态解耦,探讨了对角矩阵法、模型逆及不完全状态反馈三种控制律的设计,并运用极点配置对不完全状态反馈方法进行了补充,提高了控制系统的动态响应特性。飞行轨迹的跟踪则通过外回路来实现。在MATLAB环境下建立了仿真模型,并验证了飞行控制系统设计的有效性。     

超机动飞行自抗扰控制律设计与仿真

提出了一种利用自抗扰控制器算法设计超机动飞行控制系统的新方法。根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动和外扰的特点,在超机动飞行快回路和慢回路中引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。直接针对飞机超机动飞行条件下的强耦合、强非线性模型进行控制律设计,符合超机动飞行控制的非线性、模型摄动大、模型不精确等特点,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,简化了设计过程。大包线范围内的大迎角机动仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性,为解决超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

基于模型的飞行控制系统一体化设计技术研究

飞行控制系统设计是一项复杂的系统工程,涉及众多的专业。为了提高系统开发效率,采用MATLAB软件构建了统一的设计平台,使得各专业能够借助平台开展相关设计工作。飞行控制系统一体化设计思路来源于基于模型的设计思想。采用基于模型的设计流程,能够快速完成设计迭代,缩短产品研制周期。作者从飞行控制系统设计的角度,对采用MATLAB软件构建的一体化设计平台及涉及的相关专业技术进行了研究,供广大工程设计人员借鉴。     

综合飞行/火力控制系统动态仿真综合技术研究

重点介绍了现代攻击机实现综合飞行/火力控制系统过程中,飞行控制系统和综合航电火控系统动态仿真综合的目的、仿真综合原理、仿真综合构成和关键技术,最后阐述了动态仿真综合的意义。