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1.
针对高超声速飞行器跟踪误差瞬态性能约束与发动机进气条件约束问题,提出约束预定性能控制方案。首先,设计新型设定时间性能函数用于限定跟踪误差的瞬态与稳态性能。相比传统方法,新型方案可保证性能函数在设定时刻精确收敛至稳态值,同时可灵活调整函数初始收敛速率,避免控制饱和。其次,将速度与高度受约束跟踪误差进行无约束转换,通过控制转化误差有界满足原始跟踪误差的预定性能约束。在高度子系统中,通过结合预定性能控制限定攻角变化范围,能够满足发动机进气需求。最后,以考虑参数摄动的吸气式高超声速飞行器为对象执行对比仿真,结果表明所提方法能够有效满足跟踪误差的性能约束与发动机进气约束。 相似文献
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输入受限的吸气式高超声速飞行器自适应Terminal滑模控制 总被引:2,自引:0,他引:2
针对吸气式高超声速飞行器的纵向运动模型,研究了输入受限时控制系统的设计问题,提出了一种内外环相结合的自适应Terminal滑模控制方法.以迎角和俯仰角速度作为内环控制对象,考虑到气动弹性模态和外部干扰,采用反步设计方法,设计出升降舵的自适应Terminal滑模控制律;以飞行速度作为外环控制对象,采用动态逆设计方法,设计出输入燃料当量比的动态逆自适应控制律,同时利用多层神经网络逼近控制律的饱和特性.基于Lyapunov稳定性理论,证明了采用此控制策略可以保证闭环控制系统的所有信号都是指数收敛至系统原点的一个有界邻域内,同时飞行器的气动弹性模态都是渐近稳定的.仿真结果表明,此控制策略能有效地处理吸气式高超声速飞行器在纵向运动过程中控制输入饱和受限的约束,在完成控制目标的同时,具有良好的过渡过程品质. 相似文献
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基于NFTET的高超声速飞行器再入容错制导 总被引:1,自引:0,他引:1
针对以X-33为对象的三自由度高超声速飞行器,采用相邻可行轨迹存在定理(NFTET)设计了容错制导律以解决再入段执行器发生故障的轨迹重构问题。在标称情况下采用预测校正算法生成满足再入过程约束和终端约束要求的再入轨迹;当执行器发生故障时,飞行器气动参数、结构和舵面力矩都可能发生不可预测的变化,原先的轨迹不再满足制导要求,因此需要设计新型容错制导律。针对实际再入制导模型,基于NFTET设计容错制导算法对轨迹进行重构,得到满足故障情况下制导任务的可行轨迹。从仿真结果中可以看出,容错制导算法生成的新轨迹重新回到了约束范围之内,轨迹呈收敛趋势,使得高超声速飞行器从故障恢复到正常飞行状态,提高了飞行器的自主容错能力。 相似文献
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This paper deals with the problem of guidance law design for the single moving mass controlled reentry vehicle when impact angle constraints and maneuvering target are taken into consideration. More specifically, a modified rolling guidance law is proposed with the interactive virtual target and the landing point prediction strategy. First, considering the fact that the roll channel can be controlled directly, the relative motion between the single moving mass controlled reentry vehicle and the ... 相似文献
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水平起降组合动力可重复使用运载器是未来航天运输系统的重要发展方向。针对采用空气预冷涡轮火箭发动机的组合动力飞行器在吸气爬升段受多约束条件限制、动力与质量特性变化大的特点,提出了一种基于动压高度剖面的轨迹设计方法。通过推导基于高度的质点运动学方程,得到轨迹参数解算流程,并结合动压、迎角与法向过载的约束边界以及任务窗口确定动压高度剖面形状,从而得到满足要求的吸气段标称轨迹。在此基础上,设计了标称轨迹高度跟踪制导律。仿真结果表明,标称轨迹在吸气段多种不确定性偏差的影响下满足多约束要求,具有较强的鲁棒性。 相似文献
6.
An integrated approach that considers the performance limitations of tracking control systems for air-breathing hypersonic vehicles is proposed. First, a set of ascent trajectories is obtained as candidates for tracking control through a trajectory design method that considers the available acceleration. Second, the basic theory of performance limitations, which is adopted to calculate the limits on control performance through the trajectory, is integrated. The open-loop dynamics of air-breathing hypersonic vehicles is responsible for these limits on the control system. Comprehensive specifications on stability, tracking accuracy, and robustness are derived, and the flight envelope with constraints and control specifications is identified. Simulation results suggest that trajectory design should consider restrictions on control performance to obtain reliable solutions. 相似文献
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针对高超声速飞行器高速俯冲飞行段制导控制系统设计问题,建立了俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型,提出了一种新颖的六自由度(6DoF)制导控制系统设计方法。基于目标-飞行器三维空间相对运动模型和坐标系转移关系建立了三维全耦合俯冲相对运动模型,推导得到了飞行器加速度在弹道坐标系三轴的分量与飞行器三通道角速率间的解析模型,进而结合飞行器绕质心动力学模型建立了以气动舵偏角为控制输入的俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型。该制导控制一体化低阶设计模型降低了俯冲飞行段制导控制系统的模型阶数,减少了六自由度制导控制系统的设计参数,省略了传统设计方法中根据期望过载反求气动欧拉角的过程;同时利用解析模型替代了传统方法中姿态控制环路的跟踪控制过程,简化了制导控制系统的设计流程,为制导控制一体化设计提供了一种新的分析思路。数值仿真结果验证了本文提出的制导控制一体化设计方法的有效性和鲁棒性。 相似文献
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高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示 总被引:6,自引:2,他引:6
机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。 相似文献
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针对高超声速飞行器滑翔段的高精度制导问题,考虑复杂多约束条件以及干扰和不确定因素的影响,设计了一种基于全局积分滑模控制的剖面跟踪制导方法。首先,将多重约束转化为阻力加速度-速度(D-V)平面内的再入走廊;然后,以终端精度和总吸热量为性能指标,采用分段函数的形式优化设计出一条标准D-V剖面;再基于简化的动力学模型,推导得到关于阻力加速度微分和速度的二阶非线性模型;最后,基于滑模控制理论,设计全局积分滑模面和指数趋近律,获得控制量幅值大小,并结合侧向方位误差走廊确定控制量符号,从而实现对标准剖面的有效跟踪。采用CAV-H滑翔再入模型进行数值仿真,分析验证了提出的基于滑模控制的剖面跟踪制导律具有较好的跟踪性能和精度。 相似文献
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《中国航空学报》2020,33(3):990-1005
Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system with flight constraints and cooperative constraints is investigated. This paper mainly cares about the coordination of the entry glide flight phase and driving-down phase. Different from the existing results, both the attack time and the attack angle constraints are considered simultaneously. Firstly, for the entry glide flight phase, a two-stage method is proposed to achieve the rapid cooperative trajectories planning, where the control signal corridors are designed based on the quasi-equilibrium gliding conditions. In the first stage, the bank angle curve is optimized to achieve the attack angle coordination. In the second stage, the angle of attack curve is optimized to achieve the attack time coordination. The optimized parameters can be obtained by the secant method. Secondly, for the driving-down phase, the cooperative terminal guidance law is designed where the terminal attack time and attack angle are considered. The guidance law is then transformed into the bank angle and angle of attack commands. The cooperative guidance strategy is summarized as an algorithm. Finally, a numerical simulation example with three hypersonic gliding vehicles is provided for revealing the effectiveness of the acquired strategy and algorithm. 相似文献
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提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。 相似文献
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新一代高超声速飞行器流-热-固耦合问题研究对准确评估与设计飞行器热防护系统结构尤为重要。回顾了高超声速飞行器流-热-固耦合问题的发展历程与现状。从物理含义出发,对高超声速流-热-固耦合问题各学科间的耦合关系以及各自的建模方法进行了归纳。对高超声速飞行器流-热-固耦合问题的研究进展,特别是流-热-固多场耦合分析策略/方法进行了总结。从平台框架、功能模块、耦合方法和技术特点等方面,对中国空气动力研究与发展中心自主研发的热环境/热响应耦合计算分析平台(FL-CAPTER)进行了阐述。最后,对高超声速飞行器流-热-固耦合发展所面临的问题和发展趋势进行了讨论。 相似文献
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针对现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,在综合考虑带落角和末端攻角约束的条件下,用二次型最优控制推导出一种新的最优末制导律。仿真结果表明,该末制导律既能够满足高精度制导的要求,同时也能够满足对落角和末端攻角的控制要求。 相似文献
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吸气式高超声速飞行器鲁棒非奇异Terminal滑模反步控制 总被引:6,自引:4,他引:2
针对含有参数摄动、外界干扰的吸气式高超声速飞行器弹性模型,设计了一种基于新型非线性干扰观测器的Terminal滑模反步控制器。将考虑弹性模态的飞行器纵向模型表示为严格反馈形式,在传统反步法的基础上采用非奇异快速Terminal滑模控制俯仰角与俯仰角速率,优化了反步法的控制结构,并实现了系统的有限时间收敛。基于跟踪微分器设计了一种新型非线性干扰观测器,并与本文所提滑模反步方法相结合,通过对包括虚拟控制量微分信号在内的不确定性进行估计与补偿,进一步提高了控制器的鲁棒性,同时解决了"微分膨胀"问题。基于Lyapunov稳定性理论证明了系统的跟踪误差于有限时间收敛至零。仿真结果表明,该控制器在存在不确定性的情况下,可以实现对参考输入的稳定跟踪。 相似文献
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针对高超声速滑翔飞行器再入段时间协同制导问题,提出一种基于高度-速度剖面的预测校正协同制导律。首先在高度-速度剖面内设计了参考轨迹,利用两个轨迹参数在线预测剩余飞行航程和时间;通过数值算法校正两个轨迹参数以满足航程和时间约束并求取实际控制量,结合侧向航向角走廊实现了单飞行器的时间约束再入制导。在此基础上分析了飞行器的时间可调范围,针对多飞行器协同再入任务设计了协同飞行时间和协同策略,实现了时间协同再入飞行。该策略考虑到再入过程中的通讯困难,避免了弹间通讯,且充分利用了飞行器纵向动力学,时间可控范围较大,更加适用于实际的再入过程。仿真结果说明了时间约束再入制导律对时间的可控性和协同策略的有效性。 相似文献
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闭环上升制导是吸气式空天飞行器达到快速优化、实时规划以及自主制导的必然要求。采用GHAME吸气式空天飞行器作为研究对象,提出了闭环上升制导最优控制方案,重点论证了该方案不存在关于节流阀值的奇异问题,并阐述了最优推力控制的Bang-Bang控制。引入有限差分法求解两点边值问题,并通过终端时刻调节算法求解终端时刻自由问题。仿真结果表明,所提出的闭环制导算法是有效、可行的,具有显著的优越性。 相似文献