1、基于飛行品質、敏捷性要求的控制律設計方法研究 南京航空航天大學 碩士學位論文 基于飛行品質、敏捷性要求的控制律設計方法研究 姓名：王博 申請學位級別：碩士 專業：流體力學 指導教師：沈宏良 20080101 南京航空航天大學碩士學位論文 摘 要 隨著航空技術的發展，先進氣動布局和控制技術在現代戰斗機設計中得到了 廣泛應用，使得飛機飛行包線向低速大迎角端的延伸成為可能。在電傳操縱系統 和大迎角區域非線性、非定常氣動力的綜合作用下，現代戰斗機具有新的飛行動 力學特性，使得傳統的飛行品質指標，如操縱期望參數（CAP），短周期阻尼比， 頻域Neal-Smith 準則等，不能全面反映大迎角區域飛行品質評

2、估要求，需要引 入新的飛行品質評估和設計指標。同時，建立在點性能、能量機動性及飛行品質 指標基礎上的敏捷性指標成為反映現代先進戰斗機近距空戰效能的另一個重要 技術特征。為此，在控制律設計中，需要以飛行品質、敏捷性為設計目標，結合 控制效能、魯棒性要求，開展折衷設計方法研究。 本文重點分析了新型時域Neal-Smith 飛行品質指標。利用Rosenbrock 優化 算法，計算得到駕駛員操作補償和飛機的時域響應特性，得出飛行品質量化指標， 用于大迎角飛行品質評估，并利用線性與非線性飛行動力學模型進行了驗證計 算。 其次，對飛機敏捷性指標進行了研究。以縱向敏捷性指標為例，選取兩種不 同構型的飛機，進

3、行了仿真計算，分析了重心位置、俯仰慣性矩、控制系統等因 素對敏捷性的影響。 在此基礎上，以飛行品質、敏捷性為設計目標，結合控制效能、魯棒性要求， 以解耦的特征結構配置方法為控制律設計基本手段，對縱向控制系統進行折衷設 計。 研究結果表明，折衷設計方法可以初步確定控制律的合適范圍，對現代戰斗 機的設計具有一定參考價值。 關鍵詞：飛行品質，時域 Neal-Smith 準則，敏捷性，控制效能，魯棒性， 反饋控制律設計 i 基于飛行品質、敏捷性要求的控制律設計方法研究 Abstract Recent advances in aircraft technology are placing, such a

4、s aerodynamics layout and control technology, offering the capability to expand flight envelope to the high-angle-of-attack regime. Several conventional criteria that requires LOES transfer function representations of the full-order dynamics, such as CAP, frequency-domain Neal-Smith, etc, seem to be

5、 particularly problematic at the high angles of attack where nonlinear aerodynamics often predominate. Thus we need to new flying qualities suit to evaluate handling qualities at the high angles. At another hand, Super agility plays an important pole in the air combat, which is a combination of mane

6、uverability and flying quality. All of these should be considered in the control system design, combining with control power and robustness. This paper introduces a new handling quality criterion, time-domain Neal-Smith. With optimization response of pitch angle and pilot compensation, time-domain N

7、eal-Smith criteria are plotted. Secondly, this paper highlights some of longitudinal agility criteria form simulation, and distinguish agiler structure from another. Aircraft agility is a highly complex problem involving aerodynamics, propulsion, structures and controls, yet this chooses point of th

8、e CG, inertia of pitch axis and controls to discuss. Furthermore, combining handling quality and agility with control power and robustness, the tradeoff control law design method is outlined. According to the research, the tradeoff control law design method has confirmed the range of the control law

9、. This method is most practically valued in control system design. Key words: handling quality, time-domain Neal-Smith criterion, agility, control power, robustness, feedback control law ii 南京航空航天大學碩士學位論文 圖表清單 圖2.1 電傳操縱系統原理框圖.9 圖2.2 典型縱向單通道電傳操縱系統結構框圖.10 圖2.3 飛行動力學仿真模型.14 圖2.4 飛機仿真配置文件總體結構圖和片段.15 圖2.

10、5 JSB 飛機控制系統.15 圖3.1 CAP 準則變化趨勢（A 種飛行階段）.17 圖3.2 依據X-31 飛行試驗數據修改的NEAL-SMITH 準則.17 圖3.3 依據X-31 飛行試驗數據修改的帶寬準則.18 圖3.4 人機閉環系統.18 圖3.5 目標跟蹤.19 圖3.6 目標捕獲時間D.19 圖3.7 理想飛機構型俯仰響應.21 圖3.8 不理想飛機構型俯仰響應.21 o 圖3.9 28 示目標捕獲時間和飛機響應.22 圖3.10 時域NEAL-SMITH 準則飛行品質等級劃分.22 圖3.11 時域NEAL-SMITH 準則的優化計算流程.23 圖3.12 俯仰角時域響應.2

11、5 圖3.13 簡化的縱向控制系統.25 圖3.14 D 1.5 時飛機的時域響應.26 圖3.15 D 1.7 時飛機的時域響應.27 圖4.1 飛機敏捷性說明.30 圖4.2 構型A 俯仰敏捷性算例.34 圖4.3 構型B 俯仰敏捷性算例.36 圖4.4 俯仰敏捷性隨重心位置變化.37 圖5.1 折衷設計方法.41 圖5.2 飛行品質指標等級劃分.44 圖5.3 多回路系統幅值、相位裕度評估通用曲線.45 圖5.4 四階線性模型計算結果.46 圖5.5 基于JSB 非線性模型的計算結果.48 表2.1 主要模型模塊.11 表2.2 子模塊.12 表2.3 輔助模塊.13 v 基于飛行品質、

12、敏捷性要求的控制律設計方法研究 表3.1 縱向系統參數.24 表3.2 系統配平條件.26 表3.3 系統配平狀態.26 表4.1 運動狀態、機動性、敏捷性的關系.29 表4.2 構型A 初始配平條件.33 表4.3 構型A 初始配平狀態.33 表4.4 構型B 初始配平條件.35 表4.5 構型B 初始配平狀態.35 表4.6 俯仰敏捷性隨慣性矩變化.38 表5.1 飛機初始配平條件.47 表5.2 飛機初始配平狀態.47 vi 承諾書 本人鄭重聲明：所呈交的學位論文，是本人在導師指導下，獨立進行研究 工作所取得的成果。盡我所知，除文中已經注明引用的內容外，本學位論文的研 究成果不包含任何他

13、人享有著作權的內容。對本論文所涉及的研究工作做出貢獻 的其他個人和集體，均已在文中以明確方式標明。 本人授權南京航空航天大學可以有權保留送交論文的復印件，允許論文被 查閱和借閱,可以將學位論文的全部或部分內容編入有關數據庫進行檢索，可以 采用影印、縮印或其他復制手段保存論文。 保密的學位論文在解密后適用本承諾書 作者簽名： 日 期： 南京航空航天大學碩士學位論文 第一章緒論 1.1 研究背景和現狀 隨著航空技術的發展，先進氣動布局和控制技術在現代戰斗機設計中得到了 廣泛應用，飛機飛行包線向低速大迎角端的延伸成為可能，使得現代戰斗機的作 戰環境和作戰方式發生了極大的變化，戰斗機的設計和評估指標也

14、隨之不斷發 展。在電傳操縱系統和大迎角區域非線性、非定常氣動力的綜合作用下，現代戰 斗機具有新的飛行動力學特性，使得傳統的飛行品質指標，如操縱期望參數 （CAP），短周期阻尼比，頻域Neal-Smith 準則等，不能全面反映大迎角區域飛 行品質評估要求，需要引入新的飛行品質評估和設計指標。同時，建立在點性能、 能量機動性及飛行品質指標基礎上的敏捷性指標成為反映現代先進戰斗機近距 空戰效能的另一個重要技術特征。如何確定現代戰斗機的敏捷性指標與飛行品質 設計要求，并結合控制效能、模型不確定性引起的魯棒性等問題，進行高敏捷性 飛機控制律的綜合設計，是現代戰斗機研制中需要解決的重要技術問題1 。根據

15、隨控布局的設計思想，在現代飛行器初步設計時，建立帶簡化控制律的閉環飛行 動力學模型，構成虛擬飛行動力學樣機，可以系統地開展氣動布局評估、控制效 能確定、設計參數選擇等研究工作，對各項關鍵技術及系統耦合特性進行試驗驗 證，從而大大縮短飛機設計的周期，節約研制成本，具有十分重要的實際應用價 值。 飛行品質要求是控制律設計的主要目標之一。在過去（二十世紀七十年代以 前），飛機飛行品質設計要求（標準、規范）被人們認為是飛機設計和使用的重 要“指令性”文件之一。從二十世紀八十年代初至今，飛機飛行品質設計要求（標 準、規范）的發展走上了一個新階段，從“指令性文件”漸變為“指導性文件”， 甚至變為“指南和手

16、冊”性質的文件。“指南和手冊”性質的飛行品質規范為飛 機設計師們或訂購方提供更大的選擇自由度，但飛行品質設計要求（標準、規范） 在飛機設計中的重要地位一直沒有變化。 美國空軍、海軍于1969 年8 月聯合頒發飛行品質規范MIL-F-8785B ASG 。 為了幫助理解和使用此規范，Chalk.C.R.等人專門編著了“MIL-F-8785B （ASG） 的背景材料和使用指南”。隨著航空技術的發展，單純的氣動布局、結構設計手 段已難以滿足飛行品質設計要求，應用飛控系統改善飛行品質成為主要手段。隨 著飛控系統在飛行器設計中的逐步應用，對飛行品質規范中的指標、評估方法提 出了新的要求。同時采用地面飛行

17、模擬器進行飛行品質研究取得許多成果，1980 年 11 月美頒發了MIL-F-8785C 替代MIL-F-8785B。國內在參考美國飛行品質要 1 基于飛行品質、敏捷性要求的控制律設計方法研究 求MIL-F-8785B 和MIL-F-8785C 的基礎上，分別編制出版了我國“軍用飛機飛行 品質規范（試用本）” 航空工業部1980 年頒布 和“有人駕駛飛機飛行品質規范” 國防科工委1986 年頒布 。 為進一步適應新機研究的需要，1982 年7 月，由美國系統技術公司的Roger H.Hoh、Darid G. Mitchell、Irving L.Ashksnas、Robert K.Heffley

18、 和麥道公 司的 John Hodgkinso 五位專家完成了對 8785C 的全面改編和修訂，以 AFWAL-TR-82-3081報告 建議的軍用標準和手冊-大氣飛行器飛行品質 的形式提 出，并將此報告發至美國工業界,政府和陸、海、空三軍，廣泛征求意見和審查。 五年后，美國空軍于1987 年3 月31 日正式頒發MIL-STD-1797 （USAF） 其名為： 軍用標準-有人駕駛飛行器飛行品質，以下簡稱為“1797” 。國軍標GJB2874-97 “電傳操縱系統飛機的飛行品質”主要以 3081 為基礎，參考 MIL-STD-1797 （USAF）制定。國內在第三代戰斗機的研制中，已經采用國軍

19、標GJB2874-97 作 2 為飛行品質規范 。 1990年1月30 日，美國國防部將MIL-STD-1797（USAF）修訂為MIL-STD-1797A （其名又定為：有人駕駛飛機飛行品質）；1995 年6 月28 日，美國國防部對原 MIL-STD-1797A 中個別地方予以第一次修正，其名仍為“有人駕駛飛機飛行品質” （FLYING QUALITIES OF PILOTED AIRCRAFT）MIL-STD-1797A；1997 年 12 月19 日，美國國防部正式下文，將原MIL-STD-1797A 作為指南，以手冊MIL-HDBK-1797 （有人駕駛飛機飛行品質）形式，并以公開文

20、件頒布。國內在十五期間，對 3 MIL-HDBK-1797 進行了分析、消化、驗證、應用研究 。 目前飛行品質規范對帶電傳操縱系統的飛機提出了多種頻域和時域評估指 標，但控制律設計仍以傳統的典型運動模態特性為主要設計目標，不能在設計階 段全面反映飛機的非線性飛行動力學特性。而且MIL- HDBK-1797 主要針對中小 迎角飛行范圍的飛行品質進行了規定，大迎角部分主要考慮失速、尾旋運動，對 大迎角飛行品質要求沒有涉及，相關規范也沒有正式頒布4 。前期國外對大迎角 飛行品質要求已經廣泛開展了廣泛的研究，通過飛行試驗和地面仿真試驗已有了 初步研究成果，如麥道公司和NASA 相繼提出了建議性的新指標

21、，包括MDA 準則 和修正后的 Neal-Smith 準則等6 。國內相關研究也在逐步展開，但目前主要處 于理論研究階段，對新指標的定義及其機理還不夠明確，有待進一步研究。 敏捷性指標的研究始于八十年代對第三代戰斗機的戰效評估需求，是建立在 戰斗機點性能、能量機動性及飛行品質指標基礎上的綜合性指標。對于早期的第 二代戰斗機，機載武器為機炮和定軸發射導彈，攻擊方式主要是尾追攻擊，因此 對戰斗機的要求，也主要是以點性能和能量機動為基礎的常規機動性指標，如加 減速時間、最小盤旋半徑、單位剩余功率、持續轉彎角速度與持續過載等。而對 2 南京航空航天大學碩士學位論文 于新一代戰斗機，它所具有的一些新的技

22、術特性，使近距空戰方式發生了很大的 變化。首先現代戰斗機廣泛應用了電傳飛行控制系統，其中的迎角限制器、過載 限制器等使駕駛員可在失速迎角附近進行無憂慮操縱；其次，現代戰斗機上瞄準 系統的不斷完善（如雷達瞄準系統、紅外探測系統、激光測距系統、頭盔、威脅 警告系統等裝置的加入），增大了迅速捕獲目標的能力；最重要的是現代戰斗機 裝備了全方位離軸式空空導彈，具有大過載機動能力，采用了導引頭離軸跟蹤、 變比例導引技術，從而大大擴展了導彈攻擊區。這些特點使現代戰斗機具有“指 向目標即發射”的能力，即駕駛員只需將武器系統對準目標，使機頭（彈軸）與 目標連線的“角度差”不超過離軸角，即可實施攻擊，攻擊時間幾乎

23、縮短了一個 數量級。因此空中優勢主要表現為“角度優勢”，也就是設法取得先敵瞄準和發 射導彈的機會。為此要求現代戰斗機具有迅速改變它的機動平面和機動飛行狀態 的能力，這就是所謂的敏捷性。與傳統的機動性指標相比，敏捷性不僅要求飛機 的機動性能盡量好，而且要求飛機達到最大機動性所需的時間及退出機動恢復初 始飛行狀態的時間盡量短，即敏捷性是機動性對時間的導數，同時對飛機姿態控 制提出了要求。換句話說，敏捷性包含了飛機的機動性、可控性、指向目標能力、 加速性、瞬態特性、動態特性、飛行品質和飛行性能等因素，反映了現代戰斗機 作為整個武器系統在近距空戰中的作戰效能，是一種綜合性的指標。 在現代戰機的研制中，

24、高敏捷性成為其主要技術特征之一。大量模擬空戰結 果表明，在推力矢量控制輔助下，采用過失速機動技術可極大提高戰斗機敏捷性， 即飛機在達到或超過失速迎角的條件下進行可控的戰術機動飛行，獲得指向、位 置優勢，先敵瞄準，從而獲取空中優勢。Herbst 等過失速機動飛行的戰術價值 通過敏捷性指標得到了體現。 國外從20 世紀80 年代開始，對敏捷性展開了深入研究。在早期概念研究中， 主要分析、確定敏捷性的定義、指標尺度及評估方法，采用分析估算、模擬試驗、 飛行試驗等方法將各種尺度定量化，并通過空戰模擬研究，揭示出敏捷性與空戰 效能的關系。到90 年代后期，開始將敏捷性指標應用于飛機設計，研究先進控 制技

25、術、設計參數與敏捷性的影響關系，在飛機設計迭代過程中，同時考慮敏捷 性和其它設計指標，開展飛行控制律及關鍵設計參數的設計研究。如美國波音、 通用動力、艾德提斯、麥道等公司在 NASA、美國空軍的資助下，結合第四代聯 合攻擊機JSF 的研制，遴選出了多項具有代表意義的敏捷性尺度，在大迎角驗證 機HARV 的研究中，采用的NASA-1A 和ANSER 兩種控制系統設計方案均根據控制 效能、魯棒性、敏捷性、飛行品質要求進行了多目標設計研究。 國內從80 年代后期開展敏捷性研究工作，南航、北航、西工大等院校跟蹤 國外研究成果，在敏捷性機理研究上取得一定成績，但以敏捷性等為指標的控制 3 基于飛行品質、

26、敏捷性要求的控制律設計方法研究 7 系統設計研究方面開展的工作較少，缺乏相關技術和方法 。 航空技術的發展同時也對飛行控制系統設計提出了越來越多要求。提高性能 的輕結構，減小雷達反射面積的結構簡化，臨界飛行狀態處（如大迎角飛行）優 良飛行品質的需求，高速性能及低成本的需求等，都增加了飛行控制系統設計的 復雜性。除了這些要求之外，由于指向即發射武器的發展，顯著改變了下一代戰 斗機的空戰方式，戰斗機需要對敏捷性和可控性有附加的要求。人在環或模擬空 戰研究表明能在短時間、小空間內進行機動空戰的戰斗機具有空戰優勢。敏捷性 的要求增加了控制律設計的復雜性。另外，新的控制器如推力矢量和可控機頭便 條翼，使

27、飛機具有更高的敏捷性。此時，進一步增加了余控制器組合的復雜性， 控制器在整個飛行包線范圍內都具有可變的控制效能。 控制系統設計的工作重點放在滿足飛機敏捷性特點及大迎角飛行品質要求 上。許多敏捷性尺度被用于評估空戰效能，但它們不能便捷地應用于控制設計過 程中。另外幾項相關研究作為NASA 大迎角計劃（HATP）的一部分，研究表明為 了獲得高敏捷性，包括具有過失速機動能力，幾種關鍵技術，如推力矢量控制， 8 高度綜合的飛行控制系統等的成功發展和綜合是必需的 。 具有這些先進特性的控制系統控制律的成功設計需要控制系統設計方法能 夠處理不同的設計要求。這些設計方法必須能使設計師進行系統折衷獲得一個平

28、衡設計。本文研究了一種折衷控制律設計方法，使用圖形化方法獲得一個折衷的 9 設計點，設計要求可以以控制設計標準尺度的方式進行量化 。控制設計尺度是 對確定系統特性的量化衡量，它們將期望的操縱特性轉化成用于控制設計的工程 量，包括控制效能、魯棒性、敏捷性、飛行品質等。 1.2 本文的主要工作 本文針對常規飛行品質規范在大迎角區域的不適用的情況進行了分析，在參 考國外最新研究成果，總結提出了適用于大迎角區域的飛行品質的建議性指標。 分別采用縱向四階線化模型和六自由度非線性模型，對有廣泛應用前景的時域 Neal-Smith 準則進行了全面計算和分析。對于敏捷性指標，本文采用六自由度 非線性模型，對縱

29、向常規飛行區域和大迎角區域的敏捷性要求進行了計算和對比 分析。在此基礎上，本文選取時域Neal-Smith 飛行品質指標、俯仰角加速率敏 捷性指標、最小范數控制效能指標、魯棒性指標等為設計目標，以特征結構配置 方法為基本手段，采用折衷設計方法對飛機縱向控制律進行了初步設計研究。文 章最后總結了本文的主要工作要點和成果，并提出了今后的研究方向。 4 南京航空航天大學碩士學位論文 第二章 飛機飛行動力學仿真數學模型 本章簡要介紹了飛機本體數學模型、電傳操縱系統以及利用JSBSim 工具的 非線性六自由度飛行動力學建模型方法。JSBSim 是上世紀末美國開發的一個用 于建立飛機飛行動力學及控制系統模型的批處理應用程序，簡稱JSB，可以對飛 機本體以及飛行控制系統進行建模。 2.1 飛機本體數學模型 飛機運動方程是一組復雜的高階非線性耦合微分方程。通過求解該方程組得 到飛機的動力學特性。在實際的應用過程中，通常依據實際問題，在合理假設條 件下，對高階非線性微分方程進行合理的簡化，得到相應的小擾動方程組，由此 可以在滿足工程精度要求的范圍內使問題大大簡化1011 。 2.1.1 飛機剛體動力學方程 在研究飛機運動時，可將飛機視為剛體來處理。根據理論力學知識有，剛體 質心運動方程為 d m F 2-1 dt 其中： m 剛體質量； v 剛體質心相對于慣性參考