定量反馈理论在鲁棒飞行控制律设计中的应用

定量反馈理论（quantitative feedback theory, QFT）是一种频域鲁棒设计方法,定量地将系统结构摄动不确定性和性能设计指标反映到Nichols图上进行分析和设计,从而保证系统在跟踪性和鲁棒性两个方面均能达到设计要求。针对QFT的特点,将QFT方法应用到某型无人机纵向飞行控制律设计中。仿真结果表明,与利用经典控制理论设计的控制律相比,基于QFT的鲁棒控制律在跟踪性能、鲁棒性能和控制效率方面更加优秀,验证了该方法在飞行控制律设计中的有效性。     

New robust fault-tolerant controller for self-repairing flight control systems

A new robust fault-tolerant controller scheme integrating a main controller and a compensator for the self-repairing flight control system is discussed. The main controller is designed for high performance of the original faultless system. The compensating controller can be seen as a standalone loop added to the system to compensate the effects of fault guaranteeing the stability of the system. A design method is proposed using nonlinear dynamic inverse control as the main controller and nonlinear extended state observer-based compensator. The stability of the whole closed-loop system is analyzed. Feasibility and validity of the new controller is demonstrated with an aircraft simulation example.     

基于模糊平滑切换的直升机飞行控制与仿真

研究了直升机前飞状态下的模糊平滑切换控制方法和仿真验证问题。首先,在不同的平衡点,对直升机模型进行线性化,得到线性子模型集。再针对每个子模型,设计了基于遗传算法的H∞控制器。然后采用模糊平滑切换策略设计了全局控制器。最后对设计得到的直升机飞行控制系统进行了仿真。仿真结果表明,所设计的直升机飞行控制系统实现了前飞状态下不同速度的飞行控制,保证了控制过程的平滑性,达到了ADS-33D操纵品质水平1的要求。     

基于Simulink的无人机空中地面一体化建模方法研究

为了解决无人机起降阶段滑跑建模问题,提出了基于Simulink的无人机空中地面一体化建模框架和方法。通过气动作用力和地面作用力在力和力矩这一级的综合,实现了无人机六自由度空中、地面建模仿真的无缝衔接;利用Simulink模型线性化技术,得到滑跑线性化模型;还研究了停机状态的建模问题,实现了无人机空中飞行、地面滑跑、停机的全过程仿真。最终,基于某电动无人机给出仿真试验结果说明了该建模方法的有效性。     

过驱动执行器故障自适应重构控制分配策略

摘要： 针对过驱动执行器故障情况下控制指令的协调分配问题,提出了一种自适应修正故障操纵面控制权值的重构控制分配策略. 引入虚拟控制指令构造模块化飞行控制系统,并考虑物理约束建立多操纵面飞行器的故障执行器模型. 结合多目标混合优化控制分配,沿控制目标梯度下降的方向调整故障操纵面控制指令权值矩阵,整体优化控制分配策略,实现故障执行器控制量的自适应修正. 仿真结果表明,该策略可综合考虑执行器故障条件下操纵面的控制效能,避免抖振现象,有效协调分配控制指令,实现控制重构.     

跨音速大气/惯性攻角两步融合算法

攻角是飞机飞行的重要状态参数,也是飞控及导航系统必需的参数,现代战机对攻角精度要求越来越高.大气数据系统在跨音速条件下性能严重下降,大气攻角精度受到很大影响. 针对试验机大气数据传感器的配置特点,该文设计了一种基于变参数互补滤波器与神经网络的跨音速大气/惯性攻角两步融合算法,实现惯导系统和大气系统的攻角信息融合. 首先进行跨音速惯导天向回路解算,而后利用互补滤波器与神经网络对大气/惯性攻角进行互补融合与修正,使最终的融合修正攻角平稳、可靠,逼近真实攻角. 本文利用某型飞机的实际试飞数据对两步融合算法进行了验证. 结果表明,融合修正后的攻角能够基本去除跨音速飞行阶段原始大气攻角的剧烈波动,并与真实攻角吻合.     

插头锥套式空中加油对接过程中受油机的飞行控制律

摘要：: 采用基于参考观测器的轨迹跟踪控制方法,实现空中加油过程中受油插头与加油锥套的精确对接. 根据 受油机插头与加油锥套之间的相对位置,由参考轨迹生成模块实时生成受油机的机动轨迹. 通过参考观测器实时 估算出受油机期望跟踪的状态量与控制量,再采用全状态反馈控制,使受油机的受油插头与加油锥套对接. 仿真结 果表明系统具有良好的跟踪控制性能.     

超声波雾化器雾滴飞行时间的分析

目前,雾化器的应用很广泛,就现有的雾化器来说,雾滴飞行时间不够长,雾滴的直径不能达到理想值,影响雾化效果,这一缺点让雾化器的应用受到一定的限制。文章推导出雾滴保持时间与雾滴大小的关系式,并通过软件仿真分析,在压强为101.325kPa、温度为20℃的条件下,找到了雾滴直径和保持时间的最佳关系,对于雾化器的设计具有参考价值。     

A*算法在飞行冲突解决策略中的应用

为实现对航空器飞行冲突调配策略的自动搜索和优化,首先对飞行冲突的探测方法、冲突类型及解决策略进行了分析。利用A*算法构造了策略选择模型,为减少搜索空间,设定了以管制员工作负荷最小为优化目标的估价函数。北京区域管制中心02扇扇区TZH导航台附近的航路仿真算例表明了该方法的可行性,为管制员的指挥提供了科学的决策支持。     

直升机智能旋翼后缘小翼参数研究

介绍了用于直升机减振的后缘小翼型智能旋翼相关设计参数的研究。建立了后缘小翼型智能旋翼的气弹动力学分析模型。研究了小翼的关键设计参数:小翼展长、小翼弦长、小翼径向位置、小翼重心布置以及前进比等对后缘小翼偏转角度、驱动机构需用功率以及桨毂振动载荷的影响。参数分析结果用于指导模型的设计并为后续的模型试验提供理论依据。