基于飞行品质、敏捷性要求的控制律设计方法研究

摘要

随着航空技术的发展，先进气动布局和控制技术在现代战斗机设计中得到了广泛应用，使得飞机飞行包线向低速大迎角端的延伸成为可能。在电传操纵系统和大迎角区域非线性、非定常气动力的综合作用下，现代战斗机具有新的飞行动力学特性，使得传统的飞行品质指标，如操纵期望参数（CAP），短周期阻尼比，频域Neal-Smith准则等，不能全面反映大迎角区域飞行品质评估要求，需要引入新的飞行品质评估和设计指标。同时，建立在点性能、能量机动性及飞行品质指标基础上的敏捷性指标成为反映现代先进战斗机近距空战效能的另一个重要技术特征。为此，在控制律设计中，需要以飞行品质、敏捷性为设计目标，结合控制效能、鲁棒性要求，开展折衷设计方法研究。 本文重点分析了新型时域Neal-Smith飞行品质指标。利用Rosenbrock优化算法，计算得到驾驶员操作补偿和飞机的时域响应特性，得出飞行品质量化指标，用于大迎角飞行品质评估，并利用线性与非线性飞行动力学模型进行了验证计算。 其次，对飞机敏捷性指标进行了研究。以纵向敏捷性指标为例，选取两种不同构型的飞机，进行了仿真计算，分析了重心位置、俯仰惯性矩、控制系统等因素对敏捷性的影响。 在此基础上，以飞行品质、敏捷性为设计目标，结合控制效能、鲁棒性要求，以解耦的特征结构配置方法为控制律设计基本手段，对纵向控制系统进行折衷设计。 研究结果表明，折衷设计方法可以初步确定控制律的合适范围，对现代战斗机的设计具有一定参考价值。