弹性飞行器动态系统特征根对参数的敏感性研究

本文给出了一种在非定常气动力下,对弹性飞行器运动特征根进行综合、控制的方法。它直接获得了特征根对参数变化的敏感性关系式。与古典的根轨迹法等综合、设计方法比较,本文的方法具有能直观看到系统各参数对特征根影响的相对大小,适用于以一般的“系统矩阵”所描述的系统的动态特性综合、设计问题以及计算简便、易行等特点。     

某飞行器动态特性分析

飞行器的动态特性分析在整个飞行器设计过程中起着非常重要的作用。本文介绍了动态分析的研究方法和基本理论。基于小扰动理论,针对某飞行器在典型飞行轨迹上选定的部分特征点进行了纵向和侧向的动态特性相关参数的计算,主要对其纵向和侧向的稳定性、操纵性进行了初步分析,并对其阶跃响应过程进行了仿真分析,定性和定量的评定了该飞行器的动态品质,初步获得了该飞行器的动态特性。     

高动态环境下惯导高阶姿态算法研究

为满足高超声速飞行器的高动态特性对捷联惯性导航系统的导航精度提出的更高要求,在分析高超声速飞行器高动态运动频谱特性的基础上,研究了高动态环境下的捷联惯导高阶姿态积分算法。通过高超声速飞行器运动特性仿真,对比分析了不同阶次姿态积分算法对捷联惯性导航系统精度的影响。仿真结果表明,在高动态环境下,采用高阶姿态积分算法能有效提高捷联惯导导航精度。     

带有执行器约束条件的模糊自适应反步控制

针对高超声速飞行器在飞行控制过程中存在外界干扰以及考虑执行器的动态特性等问题,结合飞行器纵向模型的特点,考虑舵的动态特性,分别设计了基于动态逆的速度控制器和基于指令滤波器采用Backstepping控制方法的高度控制器。模糊自适应系统用来在线辨识飞行器模型由于气动参数的变化而引起的不确定性。运用Lyapunov理论分析闭环系统的稳定性,证明了包含跟踪误差在内的所有信号满足半全局一致稳定。最后通过仿真对控制器的控制效果进行验证,得到了较为满意的控制效果。     

高超声速飞行器纵向大攻角非线性失稳分析与控制

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角纵向失稳问题,基于连续算法和分岔理论,求解并分析了多特征点单参数分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合高超声速飞行器大包线飞行特性,求解并分析了双参数分岔,并计算了稳定分支曲面和不稳定分支曲面,从全包线范围揭示了高超声速飞行器大攻角失稳特性。为了实现高超声速飞行器的稳定控制,基于非线性动态逆和分阶思想,设计了非线性控制器,并计算了非线性开环闭环系统的全局特征根分布,结合所提出的一种基于连续算法的非线性闭环系统全局性能评估方法,评估并分析得出非线性控制器的有效性和较优的全局性能。最后,对闭环系统进行了时间历程仿真,进一步验证了非线性控制器的有效性。     

风切变对无人驾驶飞机超低空纵向平飞特性的影响

本文研究了风切变对超低空无人驾驶飞机近地平飞纵向运动特性的影响,给出了带和不带自动驾驶仪时考虑风切变的飞机纵向扰动运动方程,计算出不同参数变化时特征根轨迹和扰动运动过渡过程曲线,揭示出有关风切变参数、飞机速度静稳定性参数和自动驾驶仪参数对飞机纵向动态特性的影响。     

微扑翼飞行器驱动机构的设计与动态特性研究

微扑翼飞行器是一种新概念的飞行器,在应用技术上它超出了传统的飞机设计和气动力的研究范畴,同时开创了微机电系统技术(MEMS)在航空领域的应用。微扑翼驱动机构的设计、制作及其动态特性研究是飞行器设计中的关键环节。本文的研究对象是一个静电驱动的胸腔式微扑翼机构,由于这种结构存在着强烈的静电和机械两个物理场的非线性耦合,因此系统的动态特性是非常复杂的。本文从理论上分析了系统奇点的存在与稳定性;在相空间中分析了无阻尼及有阻尼系统的非线性动态特性;研究了初始条件和阻尼对临界拉入电压的影响;最后分析了在不同激励电压信号下系统的响应。所得研究结论对微扑翼驱动机构的设计、制作和应用提供了一定的理论依据。      

突防飞行器综合隐身性能的一种新型分析方法(英文)

针对现有目标隐身性能分析方法的不足,提出一种适用于突防飞行器综合隐身性能分析的新方法。通过分析突防飞行器的各类散射特性,归纳了建立目标周向散射模型所需的相关参数,并引入散射特性控制参数,控制周向散射模型的散射特性变化趋势。根据飞行器突防全过程中被雷达探测的动态特性,提出突防飞行器综合隐身性能动态评估模型的建立方法,基于突防飞行器综合隐身性能与其生存力之间的关系,建立了适用于突防飞行器综合隐身性能分析的系列评估准则。该分析方法提高了结论的全面性和可信度。总结了关于目标散射特性变化对其综合隐身性能的影响规律,对新型突防隐身飞行器的研制及制定特定的突防战术有一定的参考价值。     

航迹跟踪的DMC方法设计研究

动态矩阵控制（DMC）是模型预测控制（model predictive control）的一种典型算法,通过模型预测、在线滚动优化和反馈校正来对被控系统实施优化控制,能有效处理系统输入输出约束和抑制随机干扰。论文在碟形飞行器控制模型基础上,设计了基于DMC方法的飞行器航迹跟踪控制系统。通过选取多组参数进行仿真研究,明确了DMC方法三个主要参数在系统中的作用,并获得了较好的航迹跟踪控制效果。     

高超声速飞行器飞行动力学特性不确定分析

 高超声速飞行器分析模型存在较大不确定性,其给出的动力学特性与真实值之间存在偏差,因此研究飞行动力学特性分析结果的可信度水平对控制系统设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,在建立气动/结构/推进相互耦合的动力学模型基础上,利用非概率区间来描述模型中的不确定参数,并将复特征根不确定范围求解问题转化为频率和阻尼比两个实数的不确定区间分别求解,给出了动力学模态特征根、频率及阻尼比的不确定边界。分别采用直接蒙特卡罗(DMC)模拟方法、基于泰勒展开的区间分析方法(TIAM)和基于多项式逼近的区间分析方法(CIAM)对高超声速飞行器飞行动力学不确定性进行了研究。结果表明:CIAM计算时间适中,且给出的边界更为准确、安全,适合在控制系统设计和验证过程中使用。     

捷联惯性导航系统高精度动态仿真算法

由于飞行器动态模型航迹生成算法与惯性导航系统算法原理存在差异,无法直接仿真分析惯性传感器不同误差特性对惯性导航系统动态性能的影响.基于飞行器动态模型航迹数据,提出一种捷联惯性导航系统高精度动态仿真实现方法,设计了惯导参数动态计算误差并行补偿方案,实现了对导航系统动态仿真过程中导航参数计算误差的有效分离.在搭建的仿真平台上,有效验证了所提出仿真方法的性能,为实际惯性传感器选型和指标选择提供支撑.     

飞行性能评估主导参数选择方法

影响高超声速滑翔飞行器飞行性能的参数有很多,若在飞行性能评估中全部予以考虑会使问题复杂到难以解决,选择主导参数是解决该问题的有效途径。在建立高超声速滑翔飞行器动力学模型的基础上,提出利用灵敏度分析选择主导参数的方法。针对一般灵敏度方法在确定主导参数过程中出现的问题,引入了综合灵敏度的概念。最后,以最大射程评估中的主导参数选择为例,通过数值仿真验证了方法的有效性。     

高超声速飞行器自适应减阻盘动态减阻机理

针对高超声速飞行器在动态机动过程中的减阻问题，基于非定常流动/运动耦合计算方法及动态混合网格生成技术，对自适应减阻盘在高超声速飞行器机动过程中的动态减阻效果开展研究，并分析飞行器阻力特性随不同参数的变化规律，为高超声速飞行器设计及优化提供一定的参考。同时，通过与固定式减阻盘对比，探讨2种方法在减阻机理上的差异。研究发现，在高超声速飞行器机动过程中，自适应减阻盘始终对准来流，有助于维持钝体前方回流区结构，有攻角状态下依然具有流场重构作用。相对于固定式减阻盘，在强迫俯仰振荡过程中，采用自适应方法后，80%以上的时间中减阻效果提升明显；且随着俯仰角增大，自适应方法的优势愈发显著。     

高超音速导弹的性能与灵敏度分析

通过运用一个二自由度动力学模型,一个概念上的、导弹类的高超音速飞行器的性能得以成功地建模。该飞行器被假定为空射的、使用固体燃料火箭加速到3马赫数、且使用一台双模冲压式喷气引擎推进的以4到9马赫数的速度巡航的飞行器。建模的结果显示：燃料存储量与动态压力对飞行器的射程与平均速度有显著的影响。文中运用14个设计参数以列示导弹射程灵敏度的微小变化,进行了干扰分析。当以6．7．9马赫数高速巡航时,冲压式喷气引擎的动能效率（总压力损失）对性能产生了极大的影响,随后是结构质量、燃烧效率以及气动参数对性能的影响。当以4．6．7马赫数低速巡航时,结构因素主导了性能表现,随后是气动参数与冲压式喷气引擎的运行参数对性能的影响。     

高超声速飞行器模型不确定性影响分析

吸气式高超声速飞行器具有严重的弹性机体和推进系统耦合的典型特征,其分析模型存在较大的不确定性,标称系统和真实系统之间存在偏差,因此研究不确定性对稳定性的影响对于控制器设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,建立了气动/结构/推进相互耦合的动力学模型,总结了建模中的不确定因素并将其以加性不确定模型的形式表示出来。以不确定性矩阵的最大奇异值为边界模型,以不确定性矩阵的H∞范数来表示不确定性因素对稳定性影响的大小,并通过不确定性矩阵的边界曲线分析不确定因素对模态特性的影响。结果表明,惯性因素的不确定性对稳定性的影响最大,而且其对飞行器的短周期模态和弹性模态均有较大的影响;同时,对于这一类飞行器的控制器设计必须考虑飞行器的弹性自由度。     

折叠翼飞行器发射段鲁棒非线性控制系统设计

为解决折叠翼飞行器在发射段各项特性变化较大、对飞行控制律鲁棒性要求较高的问题,设计了一种以块控反步法为基础的自适应鲁棒非线性控制器.在发射段动态模型基础上,该控制器采用径向基函数( RBF)神经网络自适应逼近飞行器特性变化时的系统未知不确定性和干扰,通过在虚拟控制律中引入动态面控制技术避免多重微分运算,克服了传统反步法...     

锂离子电池动态特性对倾转式eVTOL飞行性能的影响

为准确分析倾转式电动垂直起降飞行器（eVTOL）飞行剖面的变化和锂离子电池的动态特性对飞行性能的影响,结合锂离子电池等主要部件特性建立电动系统模型,提出考虑电池动态特性的eVTOL飞行器性能计算方法,并应用所提出的性能方法对锂离子电池动态特性的影响进行分析,提炼eVTOL飞行器对电能的需求规律。示例飞行器性能仿真表明,锂离子电池动态特性对动力系统功率产生影响,使悬停垂降时电池输出功率密度仅为垂起悬停阶段的78%;同时影响巡航性能,使巡航末段单位能耗航时和航程相比于起始段减少16%和17%。     

升力体构型高超声速飞行器气动特性分析

高超声速飞行器所采用的超燃冲压发动机工作时,进气道和尾喷口的流场扰动将造成气动参数变化,控制系统应在这个变化条件下保证飞行器的姿态精度.为了考虑发动机工作流场的影响,有针对性地设计控制系统,研究分析了在发动机不同工作状态下升力体构型高超声速飞行器气动特性的变化,以及操纵舵面偏转对其气动特性的影响.着眼于保证飞行器飞行姿态的控制系统设计,对超燃冲压发动机不同工作状态下的高超声速飞行器的气动特性给出了解析描述,为控制算法的设计提供了重要参考.     

基于动态逆-PID的高超声速飞行器巡航姿态控制

以某型高超声速飞行器为研究对象,针对巡航状态下气动参数不确定的姿态控制问题,提出了一种结合非线性动态逆控制与PID控制的姿态控制方法。首先,对高超声速飞行器非线性模型进行精确反馈线性化,得到了飞行器纵向姿态仿射非线性方程;接着,为速率变化快慢不同的迎角和俯仰角速率分别设计了动态逆控制律以抵消对象的非线性特性;然后,在动态逆控制的基础上,采用工程上易于实现的PID控制补偿由于未精确建模带来的系统逆误差,实现了迎角对指令信号的有效跟踪;最后,进行了数值仿真验证。结果表明,所设计的高超声速飞行器动态逆-PID姿态控制器具有良好的跟踪性能和鲁棒性能。     

不同飞行工况下的某高超飞行器流道特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A飞行器的一体化构形进行了全三维数值仿真模拟,将前体下表面侧沿程静压分布的计算结果与实验结果进行了对比,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信.在此基础上研究了不同飞行工况下飞行器流道特征及气动力特性的变化.研究结果表明:①研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响,使得飞行器全机的升阻比略有下降;②随着飞行攻角的改变,全流道的流动结构和升力系数变化显著,而阻力系数的变化并不明显;③侧滑角导致了不对称的流动结构,但在本文的研究范围内其进气道以及全机的气动特性的不利影响并不明显.