-
公开(公告)号：CN110316358A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910659686.8
申请日：2019-07-22
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，针对大迎角飞行状态，采用时标分离方法，把飞机状态变量分解为两组基于不同时间标尺的子系统，分别利用动态逆法求解控制律。本发明针对姿态角速率回路推导出控制舵面偏角，针对气流角回路推导出姿态角速率。针对姿态角速率回路带宽选取，考虑到协调控制减小侧滑等因素的影响，选取频带带宽相等。针对气流角回路指令模型，为满足战斗机飞行品质要求，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角和侧滑角指令模型为二阶模型。本发明保证了战斗机大迎角下飞行控制系统良好的跟踪性和稳定性，确保及时改出深失速、尾旋等危险状态，对工程实际应用有良好参考意义。
Search Results
1
records
(took 0.025 seconds)
筛选
AND
AND
过滤
NOT
NOT
Scan to Join
