题目：先进战斗机控制律设计与大迎角飞行品质评定研究

大迎角空气动力学、推力矢量发动机及电传飞行控制技术的长足进步及其在现代战斗机设计中的广泛应用，使得飞机飞行包线向低速大迎角端的延伸成为可能。具有大迎角/过失速机动能力是下一代战斗机的重要特征。拥有大迎角/过失速机动能力的战斗机可以获得非常强的机头指向能力和高转弯率，使得其空战效能大大提高。然而，战斗机在大迎角区飞行时其运动具有强烈的非线性特性，这对飞机控制律的设计和飞行品质的评定都带来了极大的挑战。根据战斗机大迎角飞行时的非线性运动特性以及飞行控制律设计的要求，从基本的牛顿运动定律出发，重新推导了飞机的六自由度非线性运动方程，然后结合F-16风洞数据建立了仿真模型。通过分析对象飞机气动数据，发现该机在大迎角区飞行时纵向及航向的操纵效能均迅速下降，为此增加了可进行俯仰、偏航偏转的推力矢量控制舵面，以增强其大迎角飞行时的控制能力。采用非线性动态逆控制方法设计了飞机的基础控制律，实现了飞机三轴运动的解耦以及对机体轴角速度较好的跟踪。同时，基于等效拟配原理设计了飞机俯仰轴、滚转轴及偏航轴的飞行品质理想参考模型。俯仰轴理想参考模型主要体现了等效系统的短周期飞行品质要求；滚转轴和偏航轴的理想参考模型均近似表达为一阶环节，而一般为驾驶员所讨厌的荷兰滚模态和螺旋模态则被控制器所抑制。驾驶员的输入通过理想参考模型后得到飞机理想的运动响应，然后以此响应为非线性动态逆基础控制律的输入，飞机的实际运动响应体现了飞行品质的要求，减小了控制律设计与飞行品质设计的迭代次数。为了补偿由于建模的不精确性以及外界的不确定性扰动造成的非线性动态逆飞行控制律控制效果的降级，基于李雅普诺夫稳定性理论，设计了模型参考自适应（Model Reference Adaptive Control，MRAC）控制器。设计时首先构造了MRAC系统中误差动力学系统的李雅普诺夫函数，然后为保证误差动力学系统的渐进稳定性提出了对李雅普诺夫函数的限制，由此限制条件得到辅助输入变化规律对误差及扰动进行了补偿，由此完成了战斗机MRAC控制律的设计工作。测试信号跟踪结果表明，MRAC相较于非线性动态逆控制在降低跟踪误差的同时提高了系统的稳定性。选择了与实际飞行相关性较强的基于飞行任务的飞行品质评定方法对战斗机MRAC控制律的设计进行评估。一般评估机动任务应该尽量与飞机的实际使用相关，并且应该具有较好的可重复性。基于FlightGear开源飞行模拟软件，结合MATLAB Simulink模块，开发了飞行品质模拟试验平台。该平台可以快速修改控制律，进行驾驶员在环的飞行品质模拟试验。试验结束后，主观评估采用了与传统的飞行品质评定方法相同的Cooper-Harper评价表；客观评估中，基于航空火力解算原理，利用品质模拟试验时记录的飞行数据，通过计算任务性能标准中的相关评价指标对飞机飞行品质进行评估。参考已有的飞行品质模拟试验的试验方法和流程，并通过实际的品质评定算例对其进行了完善，在此基础上开展了战斗机大迎角飞行品质的评定工作。选取了大迎角下的空-空纵向/横向粗略截获任务、空-空精确跟踪任务对不同理想参考模型参数组合时的飞机飞行品质进行研究。研究结果表明，相对于小迎角而言，失速迎角前的大迎角机动时驾驶员在纵向更倾向选择较低的短周期频率和较大的短周期阻尼，横向倾向选择中等大的滚转时间常数；同时表明，截获和跟踪任务对飞行品质的要求不同，大迎角截获时希望飞机具有较快的响应速度，而大迎角精确跟踪时对响应速度的要求降低，过快的响应会使跟踪效果变差并有可能出现驾驶员诱发振荡现象。理想参考模型参数应该在截获任务和跟踪任务二者的一级飞行品质重叠区域内选择，以使设计出的控制律能够胜任不同的飞行任务。本文研究成果在先进战斗机飞行控制律的设计与验证、大迎角飞行品质的评定中均具有参考价值和工程应用前景。