先進殲擊機超機動危險狀態(tài)邊界判定與保護控制.pdf

1、隨著現(xiàn)代軍事作戰(zhàn)需求的不斷提高，對殲擊機超機動性能也提出了更高的要求，同時使得機動飛行安全問題也成為一個值得深入研究的重點問題。所謂機動飛行的安全性，主要指在完成機動飛行時，各種指標是否已經(jīng)到達危險狀態(tài)邊界。如果能夠定量的給出邊界值，并在飛行過程中對相應(yīng)狀態(tài)變量加以約束和保護，對于保證飛行的安全性及實現(xiàn)駕駛員的“無憂慮”操縱有著重要意義。因此，先進殲擊機危險狀態(tài)邊界判定和保護研究是一項前沿性且具有挑戰(zhàn)性的課題。本文針對這一問題，對所用先

2、進殲擊機模型進行建模與分析，在此基礎(chǔ)上，針對縱向俯仰機動過程中的過載邊界、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進行研究。論文的主要工作內(nèi)容如下：
　　首先，建立先進殲擊機仿真系統(tǒng)非線性模型，并通過模型的結(jié)構(gòu)、參數(shù)設(shè)置、飛行開環(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，驗證所建立模型的正確性，為后面的機動危險狀態(tài)邊界判定及邊界保護研究提供基礎(chǔ)。
　　然后，針對F16仿真模型

3、，通過對姿態(tài)角、舵面及姿態(tài)角速率與氣動參數(shù)之間關(guān)系進行分析，為邊界判定提供參考依據(jù)。在此基礎(chǔ)上，針對俯仰機動過程中的過載邊界及速度邊界進行判定。以求得的過載邊界為約束，求得俯仰機動高動壓條件下，分別在正極限過載和負極限過載限制下的迎角邊界。在俯仰機動低動壓條件下，引入可達平衡集概念，求得迎角邊界值。通過綜合俯仰機動中，高動壓及低動壓條件下迎角邊界值，得到殲擊機俯仰機動時的迎角邊界值。
　　最后，將所設(shè)計基于冪次趨近律的單向輔助面滑