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基于直接升力控制的自动着舰技术研究

基于直接升力控制的自动着舰技术研究

作者：江文强哈尔滨工程大学

学位级别：硕士

自动着舰系统能够提升舰载机着舰的成功率,实现真正意义上的全天候、全海况下的无人参与的着舰,是未来舰载机着舰的趋势,也是实现无人机上舰的基础,因此对于自动着舰技术的研究很有必要。本文主要是在传统自动着舰系统的基础上,针对其... 详细信息

自动着舰系统能够提升舰载机着舰的成功率,实现真正意义上的全天候、全海况下的无人参与的着舰,是未来舰载机着舰的趋势,也是实现无人机上舰的基础,因此对于自动着舰技术的研究很有必要。本文主要是在传统自动着舰系统的基础上,针对其利用升降舵作为执行器来间接控制升力存在的弊端,设计了一种基于直接升力控制的新型自动着舰系统,并在基于直接升力的自动着舰系统中设计模糊自抗扰控制器来更好地应对舰尾扰流与甲板运动。首先,为了分析现有自动着舰系统的不足以及后续进行对比分析,建立了舰载机进场着舰模型与传统的基于H-dot指令的自动着舰系统。主要建立了算例舰载机的六自由度非线性模型,为了得到更真实的着舰环境,又分别建立了舰尾扰流与甲板运动模型。之后设计了一种传统间接升力控制的基于H-dot指令的自动着舰系统,主要参考美国F/A-18舰载机,设计了算例舰载机的自动驾驶仪,同时设计了以迎角恒定为目标的自动油门控制系统与采用PID控制策略的纵向引导律。通过对整个自动着舰系统进行仿真,验证舰载机在此系统下的响应性能。其次,设计了一种采用直接升力控制的新型自动着舰系统。该系统的自动驾驶仪采用直接升力主控通道与姿态辅助控制通道配合的方式,主控通道主要通过操纵襟翼来直接产生升力,姿态辅助控制通道通过操纵升降舵来平衡俯仰力矩,二者的配合能够实现在快速跟踪航迹的同时保持迎角的稳定。由于自动驾驶仪能够保持迎角恒定,因此对于舰载机的油门通道,设计了一种以保持速度恒定为目标的进场动力补偿系统。对于高度控制回路,设计了采用PID控制器的纵向引导律。经过仿真验证,基于直接升力控制的自动着舰系统具有更快速的高度阶跃响应能力。最后,针对舰载机着舰进场过程中受到的随机、不规则扰动问题,设计了一种采用模糊自抗扰控制器的直接升力自动着舰系统。针对自动驾驶仪的姿态辅助控制通道,设计了以迎角为控制目标的二阶模糊自抗扰控制器;对于进场动力补偿系统,设计了以速度为控制目标的二阶模糊自抗扰控制器;对于纵向引导律,设计了以高度为控制目标的一阶模糊自抗扰控制器。通过加入甲板运动信息与舰尾流扰动模型建立着舰综合环境,对采用模糊自抗扰控制策略的直接升力自动着舰系统进行仿真对比分析,验证了模糊自抗扰控制策略在舰尾流扰动及甲板运动的影响下有着更好的迎角、速度保持能力以及减小着舰误差的优势。

关键词：舰载机自动着舰系统直接升力控制模糊自抗扰控制

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直接升力控制开环控制律设计

飞行力学 1992年第1期10卷 22-28页

作者：王忠俊吕杰西北工业大学飞行试验研究院

本文分析了直接升力控制的基本模式,并从飞机纵内线化运动方程出发,分别在时域及频域内对直接升力控制律进行了设计。最后以Citation(?)试验机为例进行了计算。结果表明,利用升降舵及襟副翼的协调操纵,可实现An模式及α_1模式。本文所... 详细信息

本文分析了直接升力控制的基本模式,并从飞机纵内线化运动方程出发,分别在时域及频域内对直接升力控制律进行了设计。最后以Citation(?)试验机为例进行了计算。结果表明,利用升降舵及襟副翼的协调操纵,可实现An模式及α_1模式。本文所用方法也可用来设计直接侧力开环控制律。

关键词：直接升力控制前置补偿解耦

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直接升力控制对飞机着舰稳定性的改善

飞行力学 1992年第1期10卷 1-5,12页

作者：林国锋高浩西北工业大学

本文讨论了舰载飞机以最小需用推力对应速度(V_(?))的左侧速度进场的航迹稳定性问题。并对直接升力控制对着舰稳定性的改善进行了初步探讨.结果表明,采用直接升力控制来保证飞机着舰稳定性是可行的.

关键词：舰载机航迹稳定性直接升力控制

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机动襟翼在实现直接升力控制中的应用研究

飞行力学 1991年第4期9卷 23-29页

作者：范立钦林国锋西北工业大学

本文讨论了利用机动襟翼实现直接升力控制的基本原理,给出了实现单纯直接升力控制及机动增益控制模式时反馈参数及控制权限的确定方法。并以某战斗机为例,探讨了利用机动襟翼实现直接升力控制的可行性和效益、操纵反应特性.本文结果可... 详细信息

本文讨论了利用机动襟翼实现直接升力控制的基本原理,给出了实现单纯直接升力控制及机动增益控制模式时反馈参数及控制权限的确定方法。并以某战斗机为例,探讨了利用机动襟翼实现直接升力控制的可行性和效益、操纵反应特性.本文结果可供军用飞机及民用飞机及其主动控制系统设计参考.

关键词：机动襟翼直接升力控制控制系统

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鸭式布局飞机直接升力控制研究

飞行力学 1996年第2期14卷 48-53页

作者：中伯阁成都飞机设计研究所

介绍了飞机做非常规机动—直接升力控制的方法，讨论了直接升力控制与飞机常规控制的兼容性，以及直接升为操纵控制策略。给出了某鸭式布局飞机直接升力控制律动态解耦过程。六自由度仿真计算结果表明：前向控制形式成功地避免了直接升... 详细信息

介绍了飞机做非常规机动—直接升力控制的方法，讨论了直接升力控制与飞机常规控制的兼容性，以及直接升为操纵控制策略。给出了某鸭式布局飞机直接升力控制律动态解耦过程。六自由度仿真计算结果表明：前向控制形式成功地避免了直接升力控制与常规控制增稳系统之间的干扰，实现了兼容；通过直接升力的开闭环控制以实现静态解耦和动态修正，满足了飞机的机动要求．

关键词：直接升力控制解耦控制控制律鸭式布局飞机

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特征结构配置在设计直接升力控制律中的应用

航空学报 1992年第6期13卷 B241-B248页

作者：王建培王忠俊西北工业大学503教研室西安710072

采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式。文中首先对飞机直接升力控制的3种基本运动模式进行了讨论。归纳出直接升力控制律的设计就是输出解耦控制系统的设计问题。在简述了用特征结构配置和模型跟... 详细信息

采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式。文中首先对飞机直接升力控制的3种基本运动模式进行了讨论。归纳出直接升力控制律的设计就是输出解耦控制系统的设计问题。在简述了用特征结构配置和模型跟踪技术求算反馈和前馈增益阵的主要步骤之后,以CitationⅡ型飞机为算例,设计了其直接升力控制律。计算结果是令人满意的,说明特征结构配置是一种设计飞行控制系统的有效方法。

关键词：直接升力控制输出解耦模型跟踪

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基于直接升力控制的阵风载荷减缓系统研究

弹箭与制导学报 2006年第3期26卷 92-94页

作者：职晓波唐永哲马娟丽西北工业大学自动化学院西安710072

飞机受到垂直阵风的影响会产生不希望的法向过载。采用了安装直接升力操纵舵面并设计解耦控制器的方案,通过产生的直接升力来减缓阵风引起的载荷。仿真结果表明,该方案有效可行,乘坐品质也得到了相应的改善。

关键词：阵风载荷减缓直接升力控制解耦

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联接翼布局直接升力控制特性的初步研究

空气动力学学报 1996年第4期14卷 441-447页

作者：潘家正吕庆风周欲晓南京航空航天大学

本文对联接翼气动布局的直接升力控制特性进行了初步的探索。通过前、后机翼上升降舵面的同向偏转组合所产生的直接升力，与相应的正常布局相比较，不仅显示了飞机优异的气动性能：增加了最大升力系数和升力线斜率，改善了失速特性，提... 详细信息

本文对联接翼气动布局的直接升力控制特性进行了初步的探索。通过前、后机翼上升降舵面的同向偏转组合所产生的直接升力，与相应的正常布局相比较，不仅显示了飞机优异的气动性能：增加了最大升力系数和升力线斜率，改善了失速特性，提高了纵向静稳定性，而且明显改善了ΔＣｙ、Δｎｙ、ΔＨ、ωｚ等参数对操纵输入的瞬态响应品质，给飞机提供独立的姿态或轨迹控制的非同寻常的运动模态。头部鸭翼的增加进一步提高和改善了联接翼布局的直接升力特性。

关键词：联接翼布局直接升力控制飞机空气动力学

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基于多变量解耦的直接升力控制应用与仿真

基于多变量解耦的直接升力控制应用与仿真

作者：职晓波西北工业大学

学位级别：硕士

直接力控制是主动控制技术要实现的主要功能之一，它的主要目的在于通过附加直接升力操纵面实现飞机运动参数之间部分或完全的解耦，直接产生不改变飞行姿态而期望改变航迹的气动力。此功能的实现无论对民用飞机还是军用飞机都具有重大... 详细信息

直接力控制是主动控制技术要实现的主要功能之一，它的主要目的在于通过附加直接升力操纵面实现飞机运动参数之间部分或完全的解耦，直接产生不改变飞行姿态而期望改变航迹的气动力。此功能的实现无论对民用飞机还是军用飞机都具有重大的意义。解耦控制是直接力控制中最关键的技术。通过对直接升力控制的实现原理的详尽分析和直接升力控制3种基本模式的解耦参数间组合形式的探讨，分别采用了三种方法，即：基于多变量频域理论的逆奈奎斯特阵列法、基于状态空间理论的状态反馈与输入变换法以及输出反馈的特征结构配置法设计了3种不同的直接升力控制解耦控制器，从频域和时域两个不同的角度分别进行研究，给出了不同的结果。三种方法在理论探讨和工程实现上各有异同，通过对得到的控制器的结构进行相互比较，逆奈奎斯特阵列法和输出反馈的特征结构配置法具备更大的工程应用和实现效果。重点在逆奈奎斯特阵列方法上作了深入研究，采用了结合系统格氏带和阶跃响应曲线共同分析系统耦合响应的图形判断法则，对格氏带包围原点的前提下仍然可能解耦的情况进行了分析，并通过实例得到了有效验证。三种解耦控制方法的设计效果，从算例飞机的仿真结果来看，都达到了预期的目标，实现了直接升力控制的三种模式。通过比较，在响应时间和控制精度满足要求的条件下，逆奈奎斯特方法对数学模型的精准性要求相对较低，得到的解耦控制器结构相对也最为简单，在直接升力控制上具备更强的优越性和可实现性。作为直接升力控制的应用，设计了阵风载荷减缓系统，考虑了采用直接升力控制可以不改变飞行姿态而改变飞行航迹的特点来进行飞机上附加法向载荷的抑制。仿真结果表明，采用直接升力控制实现阵风减缓的方案是可行的。

关键词：直接升力控制解耦逆奈奎斯特阵列状态反馈和输入变换特征结构配置阵风载荷减缓