本文關(guān)鍵詞：特征結(jié)構(gòu)配置方法在飛控系統(tǒng)設(shè)計中的應(yīng)用，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

【摘要】：現(xiàn)代高性能飛機對飛行控制系統(tǒng)提出了更高的要求,使用古典控制理論設(shè)計先進飛機的飛行控制系統(tǒng)則變得日益困難。為了獲得更好的飛行品質(zhì),許多現(xiàn)代控制方法被應(yīng)用到飛機飛行控制系統(tǒng)中。本文在深入研究現(xiàn)代控制方法(特征結(jié)構(gòu)配置方法),并將該方法應(yīng)用在常規(guī)飛機、推力矢量飛機和采用直接力控制飛機的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中。 論文的主要研究內(nèi)容如下: 著重研究了如何將特征結(jié)構(gòu)配置方法成功地運用到飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中,并給出了特征結(jié)構(gòu)配置設(shè)計的具體步驟。以某常規(guī)飛機為例對飛機縱向、側(cè)向許多飛行模態(tài)(俯仰姿態(tài)保持、高度保持、縱向著陸、協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎、航向保持、側(cè)向偏離修正和給定航跡控制)進行了設(shè)計與仿真;所設(shè)計的飛行控制系統(tǒng)均達到了一級飛行品質(zhì);并開發(fā)了界面良好、操作方便的飛行控制律設(shè)計軟件包。 用一種改進的特征結(jié)構(gòu)配置方法對某先進推力矢量飛機縱、側(cè)向飛行控制系統(tǒng)進行了設(shè)計。該方法是在采用輸出反饋配置系統(tǒng)的閉環(huán)特征值和特征向量的同時,引入了前饋補償器和積分器。用這種改進方法所設(shè)計的系統(tǒng)不僅具有良好的快速跟蹤特性,而且還具有良好的魯棒性。而且該系統(tǒng)還可實現(xiàn)繞三個軸滾轉(zhuǎn)的動態(tài)過程完全相同。 對主動控制飛機,先用特征結(jié)構(gòu)配置方法進行了直接升力模態(tài)的設(shè)計;然后應(yīng)用一種非線性控制方法對航向指向模態(tài)進行了設(shè)計。用該非線性控制方法設(shè)計的飛行控制系統(tǒng)不僅能夠?qū)崿F(xiàn)動態(tài)解耦控制,獲得良好的動態(tài)性能,而且對模型不夠準確或系統(tǒng)內(nèi)部參數(shù)發(fā)生變化具有較強的適應(yīng)性。
【關(guān)鍵詞】：特征結(jié)構(gòu)配置 反饋增益 推力矢量 直接力
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2006
【分類號】：V249.1
【目錄】：

• 摘要3-4
• Abstract4-8
• 第一章 緒論8-15
• 1.1 選題背景8-9
• 1.2 特征結(jié)構(gòu)配置方法概述9-13
• 1.2.1 全狀態(tài)反饋概述10-11
• 1.2.2 輸出反饋概述11-12
• 1.2.3 特征結(jié)構(gòu)配置方法在飛行控制系統(tǒng)中應(yīng)用概況12-13
• 1.3 本文主要研究內(nèi)容13-15
• 第二章 特征結(jié)構(gòu)配置方法15-28
• 2.1 數(shù)學(xué)基礎(chǔ)15-16
• 2.2 特征值和特征向量對系統(tǒng)動態(tài)響應(yīng)的影響16-17
• 2.3 全狀態(tài)反饋17-20
• 2.4 輸出反饋20-27
• 2.4.1 問題描述20-21
• 2.4.2 特征向量的可配置性21-25
• 2.4.3 反饋增益矩陣算法25-27
• 2.5 本章小結(jié)27-28
• 第三章 基于特征結(jié)構(gòu)配置方法的常規(guī)飛機控制律設(shè)計28-55
• 3.1 飛機縱向控制系統(tǒng)設(shè)計28-38
• 3.1.1 期望的特征結(jié)構(gòu)28-29
• 3.1.2 特征結(jié)構(gòu)配置方法設(shè)計步驟29-31
• 3.1.3 飛機縱向模態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真31-38
• 3.2 飛機側(cè)向控制系統(tǒng)設(shè)計38-49
• 3.2.1 期望的特征結(jié)構(gòu)38
• 3.2.2 飛機側(cè)向模態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真38-49
• 3.3 飛行品質(zhì)評價49-51
• 3.3.1 縱向短周期頻率和加速度靈敏度49
• 3.3.2 側(cè)向飛行品質(zhì)49-51
• 3.4 飛行控制律設(shè)計界面51-54
• 3.4.1 設(shè)計界面使用說明51-54
• 3.4.2 設(shè)計界面擴充54
• 3.5 本章小結(jié)54-55
• 第四章 基于特征結(jié)構(gòu)配置方法的推力矢量飛機控制律設(shè)計55-78
• 4.1 飛機縱向控制系統(tǒng)的設(shè)計55-68
• 4.1.1 飛機縱向運動數(shù)學(xué)模型55-57
• 4.1.2 期望的特征結(jié)構(gòu)57-58
• 4.1.3 特征結(jié)構(gòu)配置設(shè)計58
• 4.1.4 前饋補償器58-59
• 4.1.5 仿真結(jié)果59-60
• 4.1.6 魯棒性仿真驗證60-63
• 4.1.7 前饋補償器降階研究63-68
• 4.2 飛機側(cè)向控制系統(tǒng)設(shè)計68-77
• 4.2.1 飛機側(cè)向運動數(shù)學(xué)模型68-70
• 4.2.2 期望的特征結(jié)構(gòu)70
• 4.2.3 特征結(jié)構(gòu)配置設(shè)計70-71
• 4.2.4 前饋補償器71-73
• 4.2.5 仿真結(jié)果73-77
• 4.3 本章小結(jié)77-78
• 第五章 特征結(jié)構(gòu)配置方法在飛機直接力控制中的應(yīng)用78-88
• 5.1 直接力控制概述78-81
• 5.1.1 直接升力控制80
• 5.1.2 直接側(cè)力控制80
• 5.1.3 直接阻力／推力控制80-81
• 5.2 直接升力模態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真81-83
• 5.3 動態(tài)逆與一種非線性控制系統(tǒng)設(shè)計方法83-86
• 5.3.1 動態(tài)逆方法83
• 5.3.2 一種非線性控制方法83-84
• 5.3.3 航向指向模態(tài)非線性控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真84-85
• 5.3.4 航向指向模態(tài)兩種設(shè)計方法的魯棒性仿真驗證85-86
• 5.4 本章小結(jié)86-88
• 第六章 總結(jié)與展望88-89
• 參考文獻89-92
• 發(fā)表論文92-93
• 致謝93-94
• 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)位論文知識產(chǎn)權(quán)聲明書94
• 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)位論文原創(chuàng)性聲明94

【引證文獻】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前3條

1 唐磊;陳瀾;;特征結(jié)構(gòu)配置和H_∞魯棒控制的飛行控制器設(shè)計[J];火力與指揮控制;2012年04期

2 陳麗莎;賈秋玲;張賢雷;;基于特征結(jié)構(gòu)配置的硬式空中加油管解耦設(shè)計[J];計算機仿真;2010年11期

3 孫燁;陳瀾;王志峰;;基于H_∞魯棒控制和EA的平流層驗證飛艇姿態(tài)控制器設(shè)計[J];計算機測量與控制;2011年09期

中國碩士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前5條

1 李智;運輸機超低空空投大氣擾動補償控制研究[D];南京航空航天大學(xué);2010年

2 穆旭;特征結(jié)構(gòu)配置在大型飛機飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中的應(yīng)用[D];西北工業(yè)大學(xué);2007年

3 丁銳;無人直升機飛控技術(shù)研究[D];南京航空航天大學(xué);2007年

4 馬玲;飛機著艦阻攔仿真分析研究[D];哈爾濱工程大學(xué);2012年

5 邱海東;飛行模擬器飛控系統(tǒng)設(shè)計方法研究[D];哈爾濱工程大學(xué);2012年

  本文關(guān)鍵詞：特征結(jié)構(gòu)配置方法在飛控系統(tǒng)設(shè)計中的應(yīng)用，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

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本文編號：261066