現(xiàn)代飛行控制

前言

《現(xiàn)代飛行控制》是一本以飛行控制基本理論、基本技術、基本方法及基本應用為主的研究生教材（普通高等教育“九五”國家級重點教材），也是一本可供相關專業(yè)科技工作者閱讀的參考書。由于科學技術的發(fā)展愈來愈迅速，各個學科的關聯(lián)愈來愈強，所以控制系統(tǒng)、控制對象、相關系統(tǒng)、周圍環(huán)境及干擾的相互影響愈來愈大，工作的空間和時間愈來愈廣闊和持久。對飛行控制而言，這種情況尤為顯著。例如，近幾十年來，飛行控制發(fā)生了幾次根本性的變化和飛躍。首先是20世紀60年代出現(xiàn)了飛行器隨控布局CCV（Control Configuration Vehicle）總體設計思想，取代了、過去長期以氣動布局為核心的飛行器總體設計思想。它實質上是一種考慮氣動布局、飛行器結構、推進裝置及飛行控制4個主要環(huán)節(jié)并以飛行控制為紐帶的綜合化（集成化或一體化——intetration）總體設計思想。顯然飛行器是上述4個環(huán)節(jié)的總稱，而不是單指4個環(huán)節(jié)中的某個單一環(huán)節(jié)（如氣動布局）。采用隨控布局的設計思想，并發(fā)揮飛行控制的紐帶作用，不但可充分發(fā)揮每一個環(huán)節(jié)的潛力，尤其可充分發(fā)揮4個環(huán)節(jié)的綜合優(yōu)化效能，從而大大提高飛行器的總體性能。飛行控制之所以能成為隨控布局設計思想中的4個主要環(huán)節(jié)之一并起到紐帶作用，首先因為在提出隨控布局設計思想的同時，出現(xiàn)了主動控制技術ACT（Active Control Technology）。主動控制技術一改過去被動應付的控制方式（如為了保證足夠靜穩(wěn)定度所采取的降低氣動效應的控制方式），而采用放寬靜穩(wěn)定度甚至出現(xiàn)負穩(wěn)定度的高效主動控制措施等。其次，20世紀70年代開始出現(xiàn)綜合化控制系統(tǒng)，如綜合飛行／火力、綜合飛行／推進及綜合飛行／推進／火力控制系統(tǒng)。從控制角度而言，已從某一單個系統(tǒng)的被動應付控制方式轉變?yōu)橹鲃涌刂品绞?，并上升到集成化控制系統(tǒng)階段。目前綜合化控制的理論基礎為經(jīng)典控制、現(xiàn)代控制及大系統(tǒng)理論，所反映的技術為集成化（一體化）技術，在建模方法和數(shù)學處理上屬于連續(xù)系統(tǒng)和離散事件系統(tǒng)范疇，而且主要屬于連續(xù)系統(tǒng)范疇。當前和今后一段時間內，顯然必須深入研究有關智能化、高級智能化、人機融合以及更為復雜的系統(tǒng)的理論、建模及分析方法等問題，以便促成新的飛躍。

內容概要

　　《現(xiàn)代飛行控制》著重介紹飛行控制的基本理論、基本方法、基本技術及基本應用方面的內容，并力求反映當前國內外及北京航空航天大學導航制導與控制博士點的研究成果。主要內容包括飛行控制與相關學科和因素的協(xié)同發(fā)展關系，原始系統(tǒng)和仿真系統(tǒng)的建模與驗模方法；飛行性能的分析與主動控制技術對應的飛行力學原理；飛行品質及其評價標準；電傳操縱系統(tǒng)的可靠性、余度技術以及系統(tǒng)結構分析和控制律設計方法；主動控制技術的各種功能及其實現(xiàn)方法；綜合控制和戰(zhàn)術飛行管理系統(tǒng)的分析、設計、性能評價及仿真方法；綜合系統(tǒng)的規(guī)范化建模及其穩(wěn)定性、可達性和系統(tǒng)優(yōu)化分析方法，非線性和變參數(shù)系統(tǒng)的求解、分析及綜合方法。　　《現(xiàn)代飛行控制》可作為飛行器控制學科的研究生教材，也可供相關專業(yè)的科技工作者參考。

書籍目錄

第1章 緒論1.1 飛行控制與相關學科和因素的關聯(lián)1.1.1 飛行控制與相關學科和技術的關聯(lián)1.1.2 研制飛行器的策略與國家決策及國家軍事決策的關聯(lián)1.1.3 飛行控制系統(tǒng)性能與飛行器性能以及它們的規(guī)范或協(xié)議的關聯(lián)1.1.4 飛行控制系統(tǒng)研制流程1.1.5 飛行控制系統(tǒng)設計流程1.2 飛行控制系統(tǒng)的建模與驗模方法1.2.1 飛行控制系統(tǒng)的數(shù)學模型1.2.2 飛行控制系統(tǒng)的建模與有效性鑒別1.2.3 對仿真模型的校核、驗證與確認1.3 飛行控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性與魯棒性1.3.1 飛行控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性1.3.2 飛行控制系統(tǒng)的魯棒性復習思考題參考文獻第2章 飛行力學2.1 飛行性能2.1.1 飛機在鉛垂平面內運動的質心運動方程2.1.2 平飛需用推力2.1.3 可用推力2.1.4 飛機的基本飛行性能2.1.5 計及動能變化的最速上升2.1.6 航程與續(xù)航時間2.1.7 盤旋飛行2.2 飛機擾動運動模態(tài)的可觀性、可控性和可擾性分析2.2.1 系統(tǒng)模態(tài)的表示式2.2.2 可觀性、可控性與可擾性2.3 放寬縱向靜穩(wěn)定度要求的飛機特性2.3.1 放寬靜穩(wěn)定度后飛機的縱向平衡與操縱2.3.2 配平升力和配平阻力2.3.3 縱向靜不穩(wěn)定飛機的鎖舵動態(tài)特征2.4 直接力控制2.4.1 概述2.4.2 直接升力控制2.4.3 直接側力控制2.4.4 直接阻力／推力控制2.5 飛機的敏捷性2.5.1 產(chǎn)生背景2.5.2 敏捷性及機動飛行形式復習思考題參考文獻第3章 飛機的飛行品質3.1 概述3.2 飛行品質3.2.1 縱向飛行品質3.2.2 橫側向飛行品質3.3 大迎角非線性和慣性交感飛行品質3.4 關于敏捷性問題3.5 飛行品質評價準則3.5.1 飛行品質的評估方法3.5.2 飛行品質的評價等級3.5.3 飛機俯仰軸飛行品質要求3.5.4 對飛機法向飛行軌跡軸的要求3.5.5 縱向速度軸的飛行品質要求3.5.6 滾轉軸的飛行品質評價準則3.5.7 航向軸飛行品質評價準則3.6 飛行品質評價中的幾個問題3.6.1 系統(tǒng)時間延遲的影響3.6.2 人感系統(tǒng)動力學對飛行品質的影響復習思考題參考文獻第4章 飛機電傳操縱系統(tǒng)4.1 概述4.2 電傳操縱系統(tǒng)發(fā)展的關鍵技術4.2.1 系統(tǒng)的可靠性4.2.2 系統(tǒng)飛行品質和控制律設計4.2.3 系統(tǒng)的故障檢測與監(jiān)控能力4.2.4 四防設計4.3 電傳操縱系統(tǒng)控制律結構分析4.3.1 電傳操縱系統(tǒng)功能4.3.2 典型電傳操縱系統(tǒng)控制律結構分析4.3.3 電傳操縱系統(tǒng)的多模態(tài)控制4.3.4 電傳操縱系統(tǒng)增穩(wěn)功能的實現(xiàn)4.4 電傳操縱系統(tǒng)控制律的設計4.4.1 概述4.4.2 電傳系統(tǒng)控制律設計方法綜述4.4.3 電傳操縱系統(tǒng)控制律設計4.5 大迎角機動飛行控制系統(tǒng)控制律4.5.1 概述4.5.2 X一31A試驗機飛行控制規(guī)律簡介4.6 電傳操縱系統(tǒng)的余度技術4.6.1 概述4.6.2 余度技術4.6.3 電傳操縱系統(tǒng)余度系統(tǒng)實例4.6.4 自修復飛行控制系統(tǒng)復習思考題參考文獻第5章 主動控制技術5.1 主動控制技術概念5.2 放寬靜穩(wěn)定5.2.1 放寬靜穩(wěn)定性的效益5.2.2 放寬靜穩(wěn)定性飛機飛控系統(tǒng)設計要求5.3 邊界控制系統(tǒng)5.3.1 概述5.3.2 邊界限制方案分析5.3.3 迎角閉環(huán)邊界限制系統(tǒng)5.3.4 采用非線性反饋的邊界限制控制器5.4 直接力控制5.4.1 概述5.4.2 直接升力控制的非常規(guī)機動5.4.3 側向3種非常規(guī)機動模式5.4.4 縱向解耦控制律設計5.4.5 非常規(guī)機動直接爬升模態(tài)的實現(xiàn)5.4.6 直接升力控制的特征向量配置設計5.5 陣風減緩和乘坐品質控制5.5.1 概述5.5.2 大氣擾動的數(shù)學描述5.5.3 大氣擾動對飛機運動的影響5.5.4 陣風減緩和乘坐品質控制系統(tǒng)5.6 機動載荷控制5.6.1 概述5.6.2 大型飛機的機動載荷控制5.6.3 小型戰(zhàn)斗機的機動載荷控制5.7 主動顫振抑制系統(tǒng)5.7.1 概述5.7.2 抑制顫振的方法5.7.3 顫振主動抑制系統(tǒng)5.8 新型主動控制功能復習思考題參考文獻第6章 綜合控制與戰(zhàn)術任務飛行管理6.1 概述6.2 綜合飛行／火力控制系統(tǒng)6.2.1 綜合飛行／火力控制系統(tǒng)的基本組成及特點[1]6.2.2 系統(tǒng)坐標系的選擇及定義[2，3]6.2.3 目標狀態(tài)估計器原理[4]6.2.4 火力控制系統(tǒng)建模Ⅲ6.2.5 綜合飛行／火力控制對飛行控制系統(tǒng)的要求6.2.6 綜合飛行／火力控制系統(tǒng)耦合控制律設計及系統(tǒng)仿真6.2.7 超控耦合器的設計6.2.8 綜合飛行／火力控制系統(tǒng)性能分析與評價[15]6.3 綜合飛行／推進控制系統(tǒng)6.3.1 概述6.3.2 系統(tǒng)組成與功能6.3.3 綜合飛行／推進系統(tǒng)的建模6.3.4 飛機起飛時控制律的設計及分析[20]6.4 綜合飛行／火力／推進控制與戰(zhàn)術任務飛行管理6.4.1 概述6.4.2 系統(tǒng)的組成與功能6.4.3 戰(zhàn)術飛行實時軌跡優(yōu)化系統(tǒng)的設計6.4.4 綜合飛行／火力／推進控制系統(tǒng)的設計復習思考題參考文獻第7章 綜合系統(tǒng)與非線性、變參數(shù)系統(tǒng)7.1 概述……

章節(jié)摘錄

插圖：1.建立飛機準確的數(shù)學模型準確的被控對象數(shù)學模型是控制律設計的基礎。一般來說，飛機準確的數(shù)學模型是復雜的變系數(shù)非線性六自由度微分方程。目前，直接采用這種復雜的數(shù)學模型進行初步設計是不現(xiàn)實的。通常的方法是，利用小擾動線化方法，將其線性化，并將時變參數(shù)問題利用系數(shù)凍結法變成常系數(shù)的運動方程。通常，初步控制律就是基于給定飛行狀態(tài)（給定的高度及空速狀態(tài)）條件下的縱向及橫側向線性微分方程進行設計的，從而得到僅適于這種飛行狀態(tài)的控制律結構及參數(shù)。通過逐次對整個飛行包線內不同飛行狀態(tài)下的控制律設計，可得到適于不同飛行狀態(tài)的控制律結構和參數(shù)，并利用不同的方法進行控制律參數(shù)及結構的調參規(guī)律設計，最后得到一個適合于整個包線的完整的飛行控制律。鑒于上述控制規(guī)律是利用線化模型設計的，因此，還必須確認該控制律是否適用于飛機真實的非線性模型。目前，這種確認的基本方法是采用非線性仿真，通過非線性仿真檢驗和修改線性設計時所得的控制規(guī)律。無論是線性還是非線性的飛機模型，在開始控制律設計時，其具體氣動參數(shù)只能是分析預測和風洞的試驗結果，一般來說準確性不高。因此，在飛機研制的后續(xù)過程中，還必須依據(jù)不同階段獲得的飛機模型參數(shù)對控制律進行適當?shù)男拚?.設計統(tǒng)一的多模態(tài)控制律如4.3 節(jié)所述，現(xiàn)代電傳操縱系統(tǒng)是一種任務可裁剪的多模態(tài)控制系統(tǒng)，因此，必須根據(jù)不同飛行任務要求對控制律進行單獨設計。在各種模態(tài)控制律設計完成后，還必須對多模態(tài)控制律進行綜合，得到統(tǒng)一的多模態(tài)控制律，并應設計合理的控制律轉換邏輯。3.依據(jù)飛行任務設計控制律對不同飛行任務的控制系統(tǒng)進行控制律設計時，必須依據(jù)相應的飛行任務選取相應的系統(tǒng)響應類型，并決定選用的飛行品質評價準則。同時還應看到，為了滿足所選用的飛行品質評價準則，設計不單純是系統(tǒng)動態(tài)響應的設計，還必須按飛行品質準則要求實現(xiàn)相關技術指標的設計，如桿力梯度設計和轉換瞬態(tài)設計等。

編輯推薦

《現(xiàn)代飛行控制》是普通高等教育“九五”國家級重點教材之一。

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