先進(jìn)殲擊機(jī)超機(jī)動(dòng)危險(xiǎn)狀態(tài)邊界判定與保護(hù)控制.pdf

1、隨著現(xiàn)代軍事作戰(zhàn)需求的不斷提高，對(duì)殲擊機(jī)超機(jī)動(dòng)性能也提出了更高的要求，同時(shí)使得機(jī)動(dòng)飛行安全問(wèn)題也成為一個(gè)值得深入研究的重點(diǎn)問(wèn)題。所謂機(jī)動(dòng)飛行的安全性，主要指在完成機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，各種指標(biāo)是否已經(jīng)到達(dá)危險(xiǎn)狀態(tài)邊界。如果能夠定量的給出邊界值，并在飛行過(guò)程中對(duì)相應(yīng)狀態(tài)變量加以約束和保護(hù)，對(duì)于保證飛行的安全性及實(shí)現(xiàn)駕駛員的“無(wú)憂慮”操縱有著重要意義。因此，先進(jìn)殲擊機(jī)危險(xiǎn)狀態(tài)邊界判定和保護(hù)研究是一項(xiàng)前沿性且具有挑戰(zhàn)性的課題。本文針對(duì)這一問(wèn)題，對(duì)所用先

2、進(jìn)殲擊機(jī)模型進(jìn)行建模與分析，在此基礎(chǔ)上，針對(duì)縱向俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程中的過(guò)載邊界、速度邊界及迎角邊界判定、基于冪次趨近律的單向輔助面滑模飛行控制及其邊界保護(hù)進(jìn)行研究。論文的主要工作內(nèi)容如下：
　　首先，建立先進(jìn)殲擊機(jī)仿真系統(tǒng)非線性模型，并通過(guò)模型的結(jié)構(gòu)、參數(shù)設(shè)置、飛行開(kāi)環(huán)零輸入響應(yīng)、通道耦合特性及不確定性和飛行環(huán)境干擾特性分析，驗(yàn)證所建立模型的正確性，為后面的機(jī)動(dòng)危險(xiǎn)狀態(tài)邊界判定及邊界保護(hù)研究提供基礎(chǔ)。
　　然后，針對(duì)F16仿真模型

3、，通過(guò)對(duì)姿態(tài)角、舵面及姿態(tài)角速率與氣動(dòng)參數(shù)之間關(guān)系進(jìn)行分析，為邊界判定提供參考依據(jù)。在此基礎(chǔ)上，針對(duì)俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程中的過(guò)載邊界及速度邊界進(jìn)行判定。以求得的過(guò)載邊界為約束，求得俯仰機(jī)動(dòng)高動(dòng)壓條件下，分別在正極限過(guò)載和負(fù)極限過(guò)載限制下的迎角邊界。在俯仰機(jī)動(dòng)低動(dòng)壓條件下，引入可達(dá)平衡集概念，求得迎角邊界值。通過(guò)綜合俯仰機(jī)動(dòng)中，高動(dòng)壓及低動(dòng)壓條件下迎角邊界值，得到殲擊機(jī)俯仰機(jī)動(dòng)時(shí)的迎角邊界值。
　　最后，將所設(shè)計(jì)基于冪次趨近律的單向輔助面滑