飞行器过载反馈自动控制研究

分析了飞行器被控对象的特性,针对被控对象的特性对设计过程、设计方法和控制特性进行了系统分析,详细推导了几种常用控制结构的利弊,再针对飞行器飞行特点设计使用了三回路控制结构。在飞行过程中会出现静中立稳定和静不稳定的问题,文中所用的控制结构很好地解决了飞行过程中静不稳定问题,消除了常值舵机零位误差的影响,稳态传递系数不受气动参数变化的影响。     

上面级飞行试验用H2O2/JP-8火箭发动机的催化剂床不稳定性

轨道科学公司和美国空军研究实验室所属的军用太空飞机技术规划办公室共同获得了NASA马歇尔空间飞行中心(MSFC)上面级飞行试验(USFE)项目合同.轨道公司正在设计研制一种廉价的新型液体火箭,火箭采用压力供应系统,推力为4,540N(10,000磅),推进剂为H2O2/JP-8.在NASA Stennis太空中心(SSC)进行的上面级飞行试验用燃烧室热试车时,当H2O2流量达到设计流量的1/3时,催化剂床发生了低频不稳定.本文介绍了上面级飞行试验催化剂床、燃烧室及其工作情况;讨论了催化剂床不稳定动力学;还介绍了用计算机动态模型模拟再现催化剂床的不稳定现象的情况.该计算模型建立在SSC试验数据的基础上,旨在探索解决催化剂床发生不稳定问题的可能方法.最后介绍了对催化剂床不稳定问题采取措施后,燃烧室的结构及其稳定工作情况.     

面向控制的可变形乘波体概念设计与分析

针对高超声速乘波飞行器强耦合、非线性和大包线飞行等特点,在概念设计阶段将智能变形技术引入到乘波体设计中来,根据不同飞行状态调整乘波体外形,实现飞行性能的最优化.利用高超声速空气动力学和具有热增加的准一维流估算乘波体表面气动力和发动机推力,建立可变形乘波体的参数化数学模型.仿真分析可高燃冲压发动机性能和乘波体气动特性随结构变化的关系,针对发动机性能提出了变形的依据.通过经典的内外环分布式控制器控制可变形乘波体的姿态稳定的同时具有一定的指令跟踪能力,并且验证了形变对飞行和控制性能的影响.     

变结构近空间飞行器大飞行包络控制特性研究

针对近空间飞行器大包络、多任务模式飞行运动,结合通用高超声速飞行器确立了近空间飞行器不同飞行阶段的机体结构,详细建立了气动参数由攻角、马赫数与控制舵面偏转最表示的12状态动力学方程,绘制了不同飞行阶段气动参数随攻角、马赫数的变化曲线,建立了近空间飞行器的大包络运动控制模型,而后研究了不同机体结构与飞行状态下的控制特性和各通道耦合性质,表明该系统可以有效用于全程强鲁棒稳定飞行控制系统的设计与仿真测试,充分体现了近空间飞行器非线性、时变、耦合等飞行运动特点,仿真验证表明了研究结果符合现有分析结果.     

基于遗传算法的平流层飞艇航迹规划方法研究

文章针对平流层飞艇驻空阶段航迹规划问题进行研究和仿真分析.考虑平流层飞艇自身飞行的特点,建立其运动学方程和风场模型,并在适当假设基础上,构造能够反映其飞行能耗的代价函数.最后采用遗传算法进行算例计算,求解平流层飞艇最优轨迹.仿真结果表明,遗传算法能够有效、快速地收敛并稳定至问题的最优解;其所构造的代价函数能够反映飞艇自...     

冗余设计技术在运载火箭飞行控制系统中的应用(一)

冗余容错技术是提高运载火箭飞行控制系统可靠性的重要手段。本文针对飞行控制系统的应用特点 ,对冗余技术在工程应用中需要解决的四个方面的内容 :冗余结构 ,判别准则 ,检测方法和无共因失效设计进行了论述     

保护映射理论在火星无人机鲁棒自适应控制的应用

针对具有模型不确定性特点的火星无人机控制问题,本文基于保护映射理论提出一种飞行控制的鲁棒自适应调参数方法,通过建立控制系统未知参数与闭环系统极点间的约束关系,在飞行高度和速度变化的情况下,利用对系统极点的配置,保证火星无人机的稳定飞行要求。此外,设计过程中控制器结构固定,只需给定一个初始增益,即可实现系统的鲁棒自适应调参。仿真研究表明获取的增益能使控制作用满足火星无人机在高度和速度变化情况下的稳定飞行要求。     

硬X射线调制望远镜卫星飞行程序设计及在轨验证

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星飞行程序设计具有在轨使用模式复杂、载荷需求约束多、在轨工作状态多且多系统多组合耦合、在轨自主管理功能应用与飞行事件操作流程耦合等特点。卫星在轨测试内容多、约束多、耦合强,因此在飞行程序设计中重点开展了入轨段程序时序评估和改进,观测模式、自主功能的应用设计,在分析设计需求约束并提取能够有效覆盖验证全部正常功能和工作状态的系统组合形式基础上,进行飞行事件编排优化。HXMT卫星在轨验证结果表明:卫星在轨运行良好,各飞行事件有序开展,飞行程序设计合理有效。     

航天飞机飞行稳定判据初探

航天飞机在大气层中的飞行稳定性分析属于非线性动力学系统范畴.通过分析其运动方程组的导算子矩阵,得出了航天飞机高机动大攻角飞行的稳定性判据,同时指出,BATCM分析方法是航天飞机飞行稳定及控制分析与设计的有效途径.     

冗余设计技术在运载火箭飞行控制系统中的应用(二)

冗余容错技术是提高运载火箭飞行控制系统可靠性的重要手段。本文针对飞行控制系统的应用特点 ,对冗余技术在工程应用中需要解决的四个方面的内容 :冗余结构 ,判别准则 ,检测方法和无共因失效设计进行了论述。     

改善返回舱气动稳定特性数值计算研究

和第一宇宙速度载人再入飞行相比,以第二宇宙速度载人再入飞行对返回器的升阻比要求较高。文章给出了一种升阻比能够满足第二宇宙速度再入需求的返回器基本外形,分析了基本外形的气动性能以及质心位置对气动稳定特性的影响,结果表明基本外形在高超声速和亚声速下均存在第二静稳定配平点的问题。为了改善基本外形的气动稳定特性,文章提出了多种改进外形设计,包括增加稳定耳片、改变尾部外形设计等。通过数值模拟对这些改进外形的气动稳定性进行了分析,结果表明这些改进设计对于改善返回器的单点稳定特性是有效的。通过对流场特性的详细分析,对改进气动设计改善返回器稳定特性的机理进行了揭示和阐释。     

火箭三级无动力飞行段晃动的一种建模方法

对某运载火箭三级无动力飞行段晃动不稳定和姿态超差现象进行了分析。采用等效弹簧-质量晃动模型,基于牛顿-欧拉法建立了一种新的液体晃动方程,表明液体晃动与重力无关。对基于包含新的液体晃动方程的姿态动力学模型设计、仿真和飞行试验的结果表明:该晃动方程正确,可解决工程应用中的晃动不稳定和姿态超差问题。     

太阳帆参数对稳定性的影响

太阳帆的轨道和姿态控制是太阳帆研究的重要领域。在同时考虑太阳帆轨道和姿态的情况下,研究了太阳帆在悬浮轨道的被动稳定飞行问题。通过设计帆的面积和支撑有效载荷杆的长度,使太阳帆在轨被动稳定飞行,主要研究了两个参数对太阳帆稳定性的影响。研究结果表明,太阳帆的面积对帆的稳定性影响较大,面积较小时太阳帆总能被动稳定。杆的长度对帆的稳定性影响不大,给定杆的长度,通过设计太阳帆的面积总能使太阳帆被动稳定。     

基于自适应通信拓扑的无人机集群弱路径约束下的分布式控制器设计

针对传统无人机集群飞行控制需要规划过多飞行路径的问题，设计一种结合线性二次型调节器(LQR)与机间防撞的分布式协同控制器，不需要为集群设计相对构型，只需给定一条满足无人机动力学约束的飞行路径，集群就可沿路径飞行。该控制器通过设计自适应通信拓扑来稳定加入机间防撞机制带来的抖振效应，并使集群具有良好可扩展性。仿真结果表明，所设计的分布式控制器可以实现规划一条路径下无人机集群无机间碰撞的稳定飞行。     

基于特征结构配置的无人机多目标控制技术研究

阐述了特征结构配置法在飞行控制系统设计中的应用问题.从理论上探讨了特征结构配置的概念和根据设计指标确定特征结构的方法.应用这种方法,根据对无人机运动模态的分析,设计出结构简单的多输入多输出飞行控制器.通过对某型无人机多目标控制器的设计仿真表明:采用该控制器的飞行控制系统实现了各模态之间的解耦,且具有良好的动态性能和跟踪性能.     

基于HLA的载人航天器飞行任务仿真平台研究与实现

面向载人航天器飞行任务仿真需求,根据载人航天器的特点以及高层体系结构(HLA)技术,提出了基于高层体系结构的载人航天器飞行任务仿真平台方案,设计实现了由运行管理、飞行指令、数据记录、数据可视化等功能,以及涵盖轨道、姿态、能源、动力学等多个专业仿真模型组成的仿真平台,给出了应用实例,并就仿真平台开发中的联邦开发过程、仿真模型接口软件、飞行场景三维可视化等关键部分进行了探讨。与单一的飞行任务仿真软件相比,该分布式仿真平台覆盖的专业面更全,验证内容更丰富,可扩展性更强。随着载人航天器系统飞行任务复杂程度的提高,通过对仿真平台的扩展和重用,可适应新的任务验证需求。该仿真平台可为复杂载人航天器的飞行任务设计验证提供依据,并对基于HLA的其他航天器仿真系统的联邦设计与开发具有一定的参考价值。     

基于ESO的轨迹线性化控制方法及应用

针对先进气动布局飞行器飞行包线大、非线性不确定性强、耦合严重等问题给飞行控制带来的挑战,提出了一种基于扩张状态观测器(ESO)的轨迹线性化控制方法,给出了控制器的结构和设计方法,并应用于飞行控制律的设计.仿真结果表明,该方法实现了非线性不确定系统的解耦控制,对系统不确定性和外部干扰具有较强的鲁棒性.     

西南地区民用机场飞行程序设计应注意的问题

<正>引言西南地区地域辽阔,地形地貌多样。因此,西南地区现有或在建机场的特点也各不相同。西南地区机场的主要特点为:机场海拔高,高原、高高原机场众多,高海拔机场对飞机的性能要求较高,如昌都机场、稻城机场等;机场地形复杂,其中很多机场位于河谷之中,地形条件对飞行程序的限制较大,如西昌机场、黔江机场等;机场位于高山台地上,气象条件对机场的影响较大,如攀枝花、大理机场等;同时,还有很多机场兼有以上多个特点,如丽江机场、阿里机场、泸沽湖机场等。飞行程序需要考虑的因素较多,机场的特点不同,考虑的因素也不一样,下面就西南地区机场飞行程序设计工作中应注意的几个问题进行讨论。     

弹载导航星表的设计与实现

根据弹道导弹飞行时间短,飞行姿态相对稳定的特性,提出了一种弹载导航星表的设计方法。分析了导弹飞行轨迹投影的特点,其在天球上投影为大圆,在地心惯性坐标系XOY平面上的投影为椭圆,并对飞行轨迹进行分类。根据限制条件,确定出星敏感器扫描的视场区域,挑选出视场中的恒星,构建出弹载导航星表,并与传统的三角形星表进行比较。仿真结果表明,该方法简单、易行,存储容量较小,同时避免了在两极的情况下,赤经难以表示的问题。减少了星图识别时间,提高了星光制导的数据输出率,满足了星光制导在弹道导弹上应用的要求。     

旋转导弹自动驾驶仪设计

根据旋转导弹自动驾驶仪的特点,阐述其设计中遇到的特殊课题及其解决方法.旋转导弹自动驾驶仪的设计和分析方法有必要进行补充和完善,以便用一个通道完成对导弹的飞行控制.对旋转导弹阻尼回路及其特点作了介绍.