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基于微分几何方法的大迎角导弹解耦控制 总被引:2,自引:0,他引:2
导弹在大迎角飞行时,非线性及耦合严重,而且大迎角本身引起的非线性和耦合也必须加以考虑。采用微分几何方法,通过在控制系统中人为地加入耦合信息,以抵消弹体运动的交叉耦合,设计大迎角导弹解耦控制系统。并对结果进行了仿真验证,证实所设计的控制系统可以很好地控制导弹的大迎角飞行。 相似文献
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高机动导弹气动/运动/控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术 总被引:2,自引:0,他引:2
解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动/运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动/运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明:目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动/运动/飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。 相似文献
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为研究运动对横向喷流干扰特性的影响,数值模拟了导弹模型匀速俯仰运动过程的超声速横向喷流,获取了运动状态下的横向喷流干扰量,并对比分析了俯仰运动和角速率对喷口附近流场结构、模型表面极限流线、表面压力分布和子午线压力变化及气动特性和干扰放大因子造成的影响。结果表明:模拟参数范围内,动态及角速率影响随运动方向及迎角范围而发生变化;中小迎角时主要影响上游分离区和尾部偏折效应,大迎角时弓形激波位置变化显著;俯仰运动的气动特性和横向喷流干扰特性出现动态迟滞,且随角速率增加而增强;动态大迎角下由于压力平台效应减弱,其力矩放大因子受俯仰运动影响更为明显,出现偏离静态的不利结果。 相似文献
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导弹大迎角飞行时,系统非线性特性非常明显,各通道间有很严重的气动交叉耦合现象.为实现对系统的非线性解耦,构造了基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦控制器,设计了非线性动态逆系统,利用RBF神经网络逼近逆误差.仿真实验结果表明:所设计的控制系统具有良好的解耦和指令跟踪能力. 相似文献
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战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。 相似文献
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就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明:大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。 相似文献
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以第三代战斗机为例,采用等效系统方法,通过计算并讨论飞行品质指标滚转模态时间常数(Tr),荷兰滚模态的阻尼比(ζn)和频率(ωn)及驾驶员座位处的侧向加速度(ayp)随气动导数的改变特征,研究在失速迎角前大迎角气动导数对具有现代控制系统的飞机横航向飞行品质的影响.结果表明,气动导数Cιδα和Clp主要影响Tr及ayp;Cnδr,Cnr,Cnβ及Cyβ主要影响ζn或ωn;Cιβ的影响相对较小. 相似文献
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研究了变质心弹头对配平攻角的能达性条件。针对气动力矩小于滑块惯性力矩的控制失稳问题,利用内模原理,通过增加滑块动力学观测器,将滑块状态引入并结合逆解耦机制,达到去惯性力矩化的局部姿态角速度反馈条件,使用自适应PD控制实现弱气动环境下的变质心稳定控制。仿真结果验证了该方法的有效性。 相似文献
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基于CFD方法的直升机旋翼/尾桨非定常气动干扰计算 总被引:6,自引:3,他引:3
采用CFD方法针对直升机旋翼/尾桨气动干扰问题进行了数值计算研究.建立了一个适用于旋翼/尾桨干扰气动力计算的方法.在该方法中,控制方程采用三维非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,网格系统使用嵌套网格技术以计及旋翼和尾桨的相对运动.基于所建立的方法,分别计算研究了悬停状态、低速前飞状态以及巡航平飞状态时干扰状态的旋翼和尾桨气动力,并深入分析了尾桨旋转方向对干扰特性的影响.计算结果表明:旋翼对尾桨的气动干扰在各计算状态都存在,且干扰影响不总是负面的,这取决于飞行状态;而尾桨对旋翼的干扰作用则在悬停状态时较为明显,但在前飞状态时可忽略不计;尾桨旋转方向对尾桨气动力的影响较大,合理地选择尾桨的旋转方向可以改善其气动特性. 相似文献
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为提高导弹的气动力特性,设计导弹的气动外形时可能出现气动中心位于重心之前的现象。本文应用状态空间分析法,研究气动中心超前的对偶问题,据此获得导弹无恢复力矩时关于飞行状态的完全可控和可测的条件。在状态反馈下,使用极点配置法导出了气动中心超前的极限值,即放宽静稳定性的准则。列举了计算结果。 相似文献
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环量控制机翼增升及滚转控制特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
环量控制作为一种高效的主动流动控制技术,在飞行器的气动改善、姿态控制方面具有巨大潜力。本文设计一套可以实现向下吹气的环量控制装置,并将其应用于飞行器进行气动控制。首先,通过数值模拟选取环量控制参数,同时分析环量控制翼型的气动特性。通过风洞实验,对同尺寸常规舵面模型和带有环量控制装置的模型进行气动力和气动力矩研究;采用粒子图像测速(PIV)技术,对环量控制模型开展流场研究,分析该装置产生气动控制效果的流动机理。测力实验表明吹气系数Cμ=0.04时,环量控制机翼升力最大增加32.4%,滚转力矩最大增加60.3%。PIV测流场实验表明,较高速度的射流使机翼后缘的气流发生了偏转,增加了环量,改变了机翼受力。引入"有效升阻比"的概念,分析环量控制机翼的吹气效率,结果表明,当吹气系数Cμ=0.02时,有效升阻比最大,环量控制机翼的吹气效率最高。 相似文献
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为改善升力式再入飞行器在跨声速段出现的侧向气动特性非线性问题,发展了一种基于Kriging代理模型的自适应迭代气动布局优化方法。设计了一种常规升力式再入飞行器布局,计算了该布局在跨声速段的侧向气动力,分析了可能影响侧向气动特性的机翼布局参数。根据气动布局优化流程,计算了气动布局样本气动特性,建立了布局参数到侧向力矩系数导数的代理模型,完成了以减小飞行器侧向非线性为目标的布局优化设计。优化布局的气动特性计算结果表明,所发展的方法是可行和有效的。该项研究为再入飞行器减小侧向气动非线性提供了新的布局设计途径,有利于降低控制系统设计难度,保障飞行安全。 相似文献