基于非线性动态逆的大迎角飞行控制律设计

研究飞机大迎角飞行优化控制问题。为了用非线性动态逆方法进行大迎角飞行控制律设计,首先建立具有大迎角条件下强非线性、非定常迟滞、不对称的力与力矩等气动特性的六自由度非线性飞机模型。然后将非线性动态逆方法与奇异摄动理论相结合,并将飞机状态划分为快慢回路,分别应用非线性动态逆方法进行了飞行控制律设计。最后,通过控制分配将计算得到的三轴力矩指令转化为相应的舵面与推力矢量偏转指令,并进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的飞行控制律具有优良的大迎角控制效果。     

超机动飞机非线性建模仿真与操纵特性分析

研究建立较为准确的超机动飞机非线性模型,对新型战斗机的研发具有重要意义。在分析超机动飞机非线性特性的基础上,建立了带推力矢量的超机动飞机非线性动态模型,着重分析了气动力、气动力矩以及发动机的建模过程。为改善系统的动态特性,采用动态逆结合PID的方法设计了超机动飞机在大迎角机动下的控制律,并进行了＂眼睛蛇＂机动仿真。根据＂眼镜蛇＂机动的仿真结果,分析了超机动飞机在大迎角飞行时操纵特性,证明了所建立模型的合理性与有效性。     

超机动飞机的动态建模与控制律设计及仿真

建立了带推力矢量的超机动飞机非线性动态模型,重点分析了气动力、气动力矩以及发动机的建模过程.采用基于神经网络的自适应逆方法,设计了超机动飞机大迎角机动下的控制律.首先应用动态逆方法,分别设计了快慢回路的飞行控制律;然后利用BP神经网络,在线补偿飞机模型不确定性以及外界干扰.眼镜蛇机动的仿真结果表明,所设计的控制律在大迎角机动条件下具有良好的控制性能,能够保证闭环系统的稳定性.     

多操纵面战斗机飞行控制系统设计研究

针对现代高性能战斗机气动布局多采用多操纵面设计,在其大迎角飞行时,飞机是一个非线性、时变、耦合的多输入多输出(MIMO)系统的情况,提出一种基于神经网络的自适应逆和动态控制分配策略的控制律设计方法;克服了传统增益调参法需要纵横向解耦、忽略非线性影响,参数切换等缺点,而且具有调节时间短、超调量小、鲁棒性强和易于工程实现等优点,并对某型多操纵面高性能战斗机进行飞行控制律的设计仿真分析,得到了满意的效果。     

基于分支分析的机翼摇晃预测与抑制

针对现代战斗机大迎角飞行时的机翼摇晃预测与抑制问题,根据其主要动态特性建立了新的横侧向多自由度模型,通过开环分支分析准确预测了机翼摇晃对应的临界迎角.在此基础上考虑模型不确定性和舵面位置限幅的影响,利用滤波器动态对跟踪误差进行补偿,设计了一种约束滤波自适应反步控制算法,通过采用补偿误差代替跟踪误差进行自适应律设计,确保了输入饱和条件下自适应过程的稳定,并结合闭环分支分析实现了对机翼摇晃运动的有效抑制.六自由度仿真验证了多自由度模型的有效性和控制算法的鲁棒性.     

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     

微型仿昆飞行机器人驻飞时姿态控制的研究

对于微型仿昆飞行机器人驻飞时姿态的控制，提出了一个基于平均力矩的控制方案，并且通过改变翅的迎角来获得所需的姿态控制平均力矩。在每个拍动周期结束后．根据状态反馈误差调整迎角。在假设驻飞时姿态偏离角度较小的情况下，对控制系统进行了线性化近似和解耦。最后对控制系统进行了仿真，仿真结果表明了该系统具有鲁棒性。     

基于飞参数据的飞行仿真模型验证方法研究

仿真模型验证已成为仿真研究的有机组成部分。为了更好地对飞行训练模拟器飞行仿真模型进行可信性评估,提高飞行训练模拟器飞行仿真模型的逼真性,将飞参数据应用于验证飞行训练模拟器飞行仿真模型的可信性。提出飞行仿真模型验证的验证方案,并对方案中的飞参解译、飞参数字滤波、飞行阶段识别及飞参数据插值处理等技术进行研究。介绍仿真模型验证量化评估的方法,包括时域分析法和频域分析法,并将这几种方法应用于某型飞行训练模拟器飞行仿真模型的验证,验证结果表明,利用飞参数据验证飞行仿真模型的方法完全可行。     

一种缩比模型自由飞试验失速判断方法

针对某通航类飞机缩比模型自由飞失速特性试验中，难以准确判断飞机模型进入失速的问题，根据中国民用航空规章第23部中失速相关条款的要求，提出了依据俯仰角速率变化判断飞机模型出现不可控下俯运动趋势，进而判断飞机模型失速的方法，通过建立该飞机六自由度非线性仿真模型进行仿真验证，同时利用缩比模型自由飞飞行试验对此方法进行了验证。试验结果表明：上述方法能够准确的判断飞机进入失速，进而提高了缩比模型自由飞试验的精准度。     

基于LS-SVM飞机大迎角动态辨识方法研究

确定飞机在大迎角飞行状态时的动态系统参考模型,对于支持飞机控制系统的稳定性和控制增稳设计有着重要的影响。为了精确描述飞机大迎角机动非定常、非线性数学模型,提出利用最小二乘支持向量机(LS-SVM)对飞机大迎角状态飞行时的非线性动态系统进行辨识,利用网络搜索和交叉验证的方法选择支持向量机参数,并建立了飞机大迎角动力学参考模型,仿真验证显示方法具有较强的泛化能力和较高的辨识效果。     

一种新型大攻角风洞试验系统研制

为了满足现代先进飞行器的大攻角试验需求,提升风洞大攻角试验的测试能力,在FD-06风洞设计开发了一套大攻角试验系统.介绍了系统的总体方案、大攻角机构设计、测控系统设计和达到的主要技术指标.风洞标模试验数据以及实际应用结果表明,系统整体设计合理、堵塞度低、干扰小,可在连续变化攻角过程中动态采集数据,有效扩大了风洞的大攻角试验能力.系统采用的支臂拉杆式大攻角机构设计方法也具有普遍意义.     

某超声速风洞迎角机构定位控制策略仿真与试验研究

在风洞试验过程中,迎角定位速度和定位精度直接影响风洞试验质量和效率.在详细分析某超声速风洞迎角驱动机构基本构成的基础上,对其控制策略进行了全面计算、分析、仿真和优化,研究结果在实际迎角控制中得到了验证.     

面向攻角变化的风洞流场模型预测控制器

目前已有的控制方法难以满足大飞机研制对风洞流场的精度要求.鉴于此,采用多变量模型预测控制方法设计流场控制器.为提高抵抗攻角扰动的能力,使用攻角变化量动态补偿静压的预测值.考虑风洞实验工况较多,采用多控制器融合方法解决新工况建立预测模型的问题.为保证控制器的实施,给出基于一阶惯性加滞后近似模型的控制器参数整定方法.通过实际吹风实验验证风洞预测控制器能够有效调节风洞流场,使吹风实验中流场参数的精度达到大飞机研制要求.     

基于组态方式的风洞运行安全关车控制方法

针对某亚跨超声速风洞复杂的安全关车工况,设计了一种基于组态方式的风洞安全关车控制方法,通过灵活组态调压阀压力调节、模型迎角回零以及调压阀关闭功能模块,形成5种运行工况对应的安全关车控制策略;经调试运行:各功能模块能够实现设计功能,稳定段总压控制精度为0.2％,满足压力控制精度要求;安全关车控制策略可以在异常报警情况下实现压力调节,模型迎角回零以及调压阀关闭,完成安全关车,保证风洞安全.     

某式某型高超声速风洞连续变攻角测力试验测试系统研制及关键技术研究

在某式某型高超声速风洞开展了连续变攻角测力试验技术研究,针对性地建立了某式某型高超声速风洞专用的连续变攻角试验软硬件测试系统,完成了模型攻角的实时测量、滤波截止频率和机构运行角速度择选、多类信号高速连续采集、信号相关性研究和数据同步修正、专用数据采集和处理软件研制等多项研究内容.该项技术通过了多轮动态试验验证,从试验结...     

遗传算法在跨超声速风洞总压控制中的应用

总压作为风洞控制中的重要流场参数,其调节性能是风洞控制系统能否满足试验要求的重要指标,为提高跨超声速风洞的总压控制水平,需对总压控制策略进行设计。针对某跨超声速风洞对总压控制系统提出的快速性和精确性要求,提出串级控制、智能PID控制和总压分段控制等方法,并利用MATLAB系统辨识工具箱对流场调节阶段的总压系统模型进行了辨识。提出将遗传算法应用于风洞流场调节阶段的PID控制器参数整定中,重点对基于遗传算法的PID控制原理和参数整定步骤进行介绍,并针对遗传算法的遗传算子进行了设计。系统仿真和风洞实际运行情况表明：该方法较常规PID参数整定与优化方法,具有更好的控制性能指标,满足总压控制系统精确性、快速性、鲁棒性等要求,为后续风洞建设和设备改造提供了新方法。     

Neural-fuzzy scheduling of H robust controllers for a high performance fighter aircraft under a Herbst-like manoeuvre

This paper presents a flight control system design method witha neural-fuzzy gain-scheduling algorithm with learning capability for a high performance fighter aircraft undergoing a high angle of attack velocity vector roll manoeuvre. This manoeuvre is similar to the Herbst manoeuvre, hence also called a Herbst-like manoeuvre. Two linear H robust controllers are designed by using the mu -synthesis method at two trim conditions that cover the whole dynamic range of this manoeuvre. Then a scheduling technique is proposed, using the neural-fuzzy concept, together witha dynamic back propagation algorithm for its training. Simulation results, using a recently developed non-linear six-degree-of-freedom aircraft simulation package, demonstrate that the neural-fuzzy scheduler can be trained by using the dynamic back propagation algorithm to achieve better closed-loop tracking performance, and the proposed neural-fuzzy scheduled flight control system gives satisfactory performance inexecuting this Herbst-like manoeuvre.     

Supersonic, variable-throat, blow-down wind tunnel control using genetic algorithms, neural networks, and gain scheduled PID

In this paper the design and application of a control algorithm is discussed to control the test conditions within plenum chamber and the test section of a supersonic blow-down, variable throat wind tunnel at the University of Alabama. The artificially intelligent controller algorithm was designed using a gain scheduled Proportional-Integral-Differential (PID) control approach. The PID controller was augmented to work with time variant properties of the control problem by determining a functional form of the integral term of the controller from the governing equations of the tunnel. The controller was optimized using genetic algorithms (GA) on a neural network (NN) model of the tunnel and was compared to a conventional PID controller using the same NN model. The process was repeated for different throat settings to find the control gains for each setting. The controller algorithm was next applied to the actual wind tunnel at different throat settings and the results were compared. The optimized controller is proven to work very well at every throat setting.     

4m×3m低速风洞大迎角装置运动关系分析与多轴联动控制策略

4m×3m低速风洞大迎角支撑装置迎角α的变化是通过三角连杆滑块机构实现的,实现迎角α匀速旋转是一个非线性速度控制过程;为了保证支撑装置在实现迎角α和侧滑角β精确定位过程中,按照要求的角速度匀速转动,并保证在转动过程中模型中心不偏离风洞轴线,文章在对迎角α机构、侧滑角β机构、Y向升降机构、Z向横向平移机构速度和位置运动关系进行全面数学分析的基础上,对多轴联动速度和位置控制方法进行了深入研究,最后采用控制虚拟旋转主轴,α、β、y、z机构位置随动的方法,解决了三角连杆滑块机构实现迎角α高精度匀速旋转和滑角β、Y横向和Z纵向机构高精度位置随动控制,实现了模型姿态角匀速转动的同时模型中心偏离风洞轴线小于1mm目标精度。