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World File Search System配平
控制系统的建模、仿真与设计
表 1.1：先锋 RQ-2 规格 ...................................................................................... 3 表 2.1 飞机平移和旋转运动的 12 个状态 ........................................................ 6 表 2.2 先锋 Rpv 稳定性和系数 ........................................................................ 8 表 2.3：6DOF 机身四元数块端口描述 [6] ...................................................... 16 表 3.1 平飞条件下的配平参数 ............................................................................. 21 表 3.2 反馈增益值 ............................................................................................. 26 表 5.1 由于升降舵偏转和攻角引起的升力系数 ............................................................. 33 表 5.2 由于升降舵偏转和攻角引起的阻力系数 ............................................................. 34 表 5.3 由于方向舵偏转和侧滑角引起的侧向力系数 ............................................................. 35 表 5.4 由于副翼偏转和攻角 36 表 5.5 升降舵偏转和攻角引起的力矩系数 ...... 37 表 5.6 副翼偏转和攻角引起的偏航力矩系数 38 表 5.7 攻角引起的气动系数及导数 .......................... 39
飞行动力学和控制方法概述...
摘要 高超声速飞行器具有高速飞行的能力，为进入太空提供了一种更可靠、更经济的方式。控制器设计作为高超声速飞行的关键技术，由于飞行包线大、运行条件范围广，弹性机体、推进系统和结构动力学之间相互作用强，面临着许多挑战。本文简要介绍了几种常见的高超声速飞行动力学研究，如翼锥模型、真实模型、曲线拟合模型、控制导向模型和再入运动。针对配平态线性化、输入输出线性化、特性建模和反步法等不同方案，对高超声速飞行控制的最新研究进行了评述，并进行了比较。为了展示高超音速飞行控制面临的挑战，我们讨论了高超音速飞行的一些具体特点，并讨论了未来潜在的研究，包括执行器动力学、气动/反作用喷气控制、灵活效应、非最小相位问题和动力学相互作用。
服务和维修中心 - AMETEK PDS
182936 10-60735-1 氧气压力指示器 Classic、NG 和 Max 182972 10-60735-2 氧气压力指示器 Classic、NG 和 Max 10166N01N00 10-62035-2 方向舵配平指示器 Classic、NG 和 Max AW2835AB06 10-60726-6 客舱高度计差压指示器 Classic、NG 和 Max SEDL-OC9C S231T245-4 双管道压力指示器 Classic、NG 和 Max AW2835AB07 10-60726-7 客舱高度计差压指示器 Classic、NG 和 Max C-5C C-5C 磁性备用罗盘 Classic, NG C-5L C-5L 磁备用罗盘 NG 253884 10-60775-6 表面位置指示器 Classic 522782 10-62067-1 振动监测指示器 Classic 8DJ179KBE3 10-61890-10 温度指示器 Classic 8TJ88GAP1 10-60507-10 燃油流量电源 Classic 8TJ88GAP4 10-60507-10 燃油流量电源 Classic AW2835AB05 10-60726-5 客舱高度计差压指示器 Classic HSL-OC12B 10-62035-1 方向舵调节指示器 Classic SEL-OC19D 10-61890-4 EGT 指示器 Classic SEL-OC19E 10-61890-1 EGT 指示器 Classic SEL-OC19G 10-61890-6 EGT 指示器 Classic SEL-OC4AD 无 油压指示器 Classic
通函 - 联邦航空管理局
(1) FAR 第 25.703 节“起飞警告系统”规定，运输飞机必须安装起飞配置警告系统。该规则由 1978 年 3 月 1 日生效的 25-42 修正案添加到第 25 部分。第 25.703 节要求安装起飞警告系统，并在飞机未处于允许安全起飞的配置时，在起飞滑跑的初始阶段向机组人员提供声音警告。该规则的目的是要求起飞配置警告系统仅涵盖 (a) 所需系统的不安全配置，以及 (b) 如果没有提供单独且充分的警告，则系统故障导致表面或系统功能错误的影响。根据 25-42 修正案的序言，起飞警告系统应作为“检查单的备份，特别是在异常情况下，例如检查单中断或起飞延迟。”需要警告的情况包括襟翼或前缘装置不在批准的起飞位置范围内，以及机翼扰流板（符合 5 25.671 要求的横向控制扰流板除外）、减速板或纵向配平装置处于不允许安全起飞的位置。如果这些装置可以放置在不允许安全起飞的位置，还应考虑增加方向舵配平和副翼（滚转）配平。
系统辨识和基于模型的飞行控制系统...
在本文中，我们为敏捷机动四旋翼微型飞行器 (MAV) 技术演示平台提供了一种系统辨识、模型拼接和基于模型的飞行控制系统设计方法。所提出的 MAV 设计用于在悬停/低速和快速前飞条件下进行敏捷机动，在这些条件下可以观察到系统动力学的显著变化。因此，这些显著的变化会导致使用基于传统悬停或前飞模型的控制器设计时性能和精度大幅下降。为了捕捉变化的动态，我们考虑了一种源自全尺寸载人飞机和旋翼机领域的方法。具体而言，使用频域系统辨识方法获得悬停和前飞中的 MAV 的线性数学模型，并在时域中对其进行验证。这些点模型与配平数据拼接，并生成准非线性数学模型以用于仿真目的。在基于多目标优化的飞行控制系统设计方法中使用已识别的线性模型，其中使用多个处理质量规范来优化控制器参数。使用运动学缩放缩小了 ADS-33E-PRF 的横向重新定位和纵向出发/中止任务任务元素，以评估所提出的飞行控制系统。执行位置保持、轨迹跟踪和攻击性分析，蒙特卡罗模拟和实际
波音：查询基于模型的系统工程数据
控制系统 §25.671 总则。(a) 每个控制和控制系统必须以适合其功能的轻松、平稳和积极的方式运行。(b) 每个飞行控制系统的每个元件都必须设计或永久标记，以尽量减少可能导致系统故障的错误组装的可能性。(c) 必须通过分析、测试或两者证明，在飞行控制系统和表面（包括配平、升力、阻力和感觉系统）发生以下任何故障或卡住后，飞机能够在正常飞行包线内继续安全飞行和着陆，而无需出色的驾驶技能或力量。可能的故障对控制系统操作的影响必须很小，并且必须能够被飞行员轻松消除。(1) 任何单一故障，不包括卡塞（例如，机械元件断开或故障，或液压部件的结构故障，如执行器、控制阀芯壳体和阀门）。(2) 任何未显示为极不可能发生的故障组合，不包括卡塞（例如，双电气或液压系统故障，或任何单一故障与任何可能的液压或电气故障的组合）。(3) 起飞、爬升、巡航、正常转弯、下降和着陆期间通常遇到的任何控制位置卡塞，除非显示卡塞极不可能或可以缓解。如果这种失控和随后的卡塞并非极不可能发生，则必须考虑飞行控制失控到不利位置和卡塞。
17194 联邦公报 / 第 60 卷，第 65 期 / 1995 年 4 月 5 日星期三 / 规则和条例
是 6 叶 Dowty Rotol 后掠形螺旋桨。单个控制杆控制每个螺旋桨/发动机组合。辅助动力装置 (APU) 将被安装在尾部。飞机可容纳两名飞行员、一名观察员、两名乘务员、行李架、卫生间，并设有厨房。有一个前后储物舱和一个后货舱。飞机的最大飞行高度为 31,000 英尺。Saab 2000 具有全液压驱动的电子控制方向舵，并将具有全液压驱动的电子控制升降舵作为后续设计修改。动力升降舵控制系统 (PECS) 提供左右升降舵表面的控制和动力驱动。PECS 还提供飞机稳定性增强和配平功能。拟议的升降舵系统在许多方面与方向舵设计相似，由模拟和数字电路混合组成，没有机械备份。控制柱连接到线性可变差动传感器 (LVDT)、操纵杆阻尼器、自动驾驶伺服器、带断开装置的线性弹簧，并与电子断开装置互连。连接到控制柱的位置传感器 (LVDT) 向两个电动升降舵控制单元 (PECU) 提供信号。每个 PECU 通过两个独立的伺服执行器通道 (SAC) 控制两个升降舵伺服执行器 (ESA)。每个 SAC 细分为一个主控制通道和一个监控通道。由一个 PECU 控制的四个 ESA 中的两个定位一个升降舵侧。ESA 有两种操作模式：主动和阻尼。当 PECU 的模式控制电流和液压可用时，将产生主动模式。一个主动伺服执行器足以操作升降舵表面。升降舵伺服执行器阀门和执行器柱塞位置反馈由位置传感器 (LVDT) 提供。PECU 通过配平继电器和两台数字空气数据计算机连接到一台飞行控制计算机。飞行控制计算机还向自动驾驶伺服器提供信号。操纵杆到升降舵传动装置是指示空速 (IAS) 的功能。配平和稳定性增强基于 IAS、垂直加速度和襟翼位置。操纵杆、配平和升降舵位置和状态信息被馈送到发动机
F-16 大攻角机动控制... - eucass
非线性动态逆是针对大迎角机动问题研究最多的非线性控制技术。非线性动态逆是一种基于系统动力学逆的反馈线性化方法 [1]。通常，飞机动力学可分为两类：慢速动力学和快速动力学，F-16 也不例外。慢速动力学对于固定翼飞机是相同的，可以使用风轴微分方程推导。另一方面，快速动力学对于每架飞机都是独一无二的，在推导飞机的快速动力学时必须包括空气动力学数据库。本文使用了基于 NASA 兰利和艾姆斯研究中心的 F-16 风洞试验结果的亚音速气动数据库 [1]。该数据库适用于 和每种飞行条件。因此，它是在大攻角区域测试新开发的控制律的合适平台。在 Simulink 环境中开发了 F-16 的 6 自由度数学模型。数学模型包括气动数据库、发动机模型、大气方程和运动方程 [3]、[4]。开发了平飞、爬升、下降和稳定平转飞行条件下的配平算法 [5]。此外，还基于小扰动理论推导出了线性化算法 [6]。为了比较非线性动态逆控制律和线性控制律的性能，设计了横向和纵向运动的线性控制增强系统。采用特征结构分配技术综合了线性控制律。纵向控制器是一种简单的迎角控制指令系统，使用 F-16 飞机的短周期动力学设计而成。横向控制器是一种侧滑和稳定轴滚转速率指令系统，使用 F-16 飞机的线性化横向稳定轴方程设计而成。线性控制器的设计过程最终根据高度和速度安排增益矩阵，以实现全包络有效飞行控制律。使用预定义的大迎角机动对线性和非线性飞行控制律进行了比较。这种机动被定义为快速且同时的俯仰和滚转运动。虽然拉起运动在迎角和之间变化，但滚转运动在倾斜角保持恒定。随着攻角的增大，纵向和侧向动力学无法分离，因此增益调度线性控制器和非线性动态逆控制器的机动能力变得重要。
17194 联邦公报 / 第 60 卷，第 65 期 / 1995 年 4 月 5 日星期三 / 规则和条例
是 6 叶 Dowty Rotol 后掠形螺旋桨。单个控制杆控制每个螺旋桨/发动机组合。尾部将安装辅助动力装置 (APU)。该飞机可容纳两名飞行员、一名观察员、两名乘务员、行李架、卫生间，并可安装厨房。有一个前后储物舱和一个后货舱。飞机的最大运行高度为 31,000 英尺。萨博 2000 具有全液压电子控制方向舵，并将具有全液压电子控制升降舵作为后续设计修改。动力升降舵控制系统 (PECS) 提供左右升降舵表面的控制和动力驱动。PECS 还提供飞机稳定性增强和配平功能。拟议的升降舵系统在许多方面与方向舵设计相似，由模拟和数字电路混合组成，没有机械备份。控制柱与线性可变差动传感器 (LVDT)、操纵杆阻尼器、自动驾驶伺服器、带断开装置的线性弹簧相连，并与电子断开装置互连。与控制柱相连的位置传感器 (LVDT) 向两个电动升降控制装置 (PECU) 提供信号。每个 PECU 通过两个独立的伺服执行器通道 (SAC) 控制两个升降舵伺服执行器 (ESA)。每个 SAC 细分为一个主控制通道和一个监控通道。四个 ESA 中的两个由一个 PECU 控制，用于定位一个升降舵侧。ESA 有两种操作模式，主动和阻尼。当 PECU 的模式控制电流和液压可用时，将产生主动模式。一个主动伺服执行器足以操作升降舵表面。升降舵伺服执行器阀门和执行器柱塞位置反馈由位置传感器 (LVDT) 提供。PECU 通过配平继电器和两个数字空气数据计算机连接到一台飞行控制计算机。飞行控制计算机还向自动驾驶伺服器提供信号。操纵杆到升降舵的传动装置是指示空速 (IAS) 的功能。配平和稳定性增强基于 IAS、垂直加速度和襟翼位置。操纵杆、配平和升降舵的位置和状态信息被传送到发动机