可变形乘波体气动推进与控制一体化综合设计

乘波体是高超声速飞行器的主流构型,若将其设计成可变体,能有效拓展飞行包线,确保全局的稳定性能.针对可变形乘波体综合设计方法进行研究,首先基于给定的基准乘波体外形,依据高超声速空气动力学理论和瑞利流公式估算出气动力和推力值,建立飞行器模型,然后给出飞行器可变前体多级压缩的约束条件,探讨可变形乘波体气动、推进与翼面控制之间的协调变化关系,最后通过仿真得到可变形乘波体的设计参数,验证综合设计方法的可行性.     

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。     

火星探测无人机任务规划与建模分析

利用无人机进行火星探测, 具有探测范围广、可看到地形变化等优点. 介绍了火星探测无人机总体任务规划的情况, 讨论了探测无人机在火星与地球上飞行的区别, 建立了火星探测无人机纵向非线性模型, 并在平衡点对非线性模型进行泰勒展开, 得到线性化模型. 通过对线性模型的进一步分析, 掌握了火星探测无人机的稳态性能及飞行特点.      

考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面设计及优化

针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面一控制参数一体化设计方法.首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行条件、控制舵面尺寸及质心位置的变化关系,为控制舵面一体化设计提供输入.然后,设计了基于C*结构的空天飞...     

高超声速飞行器底层性能评价指标的可行性分析

针对控制性能指标是否适用于高超声速飞行任务评价，研究了底层指标的可行性分析方法。首先分析了高超声速飞行器的模型特性，指出底层指标具备高超声速飞行器评价可行性的两点要求。根据上述要求将可行性分析转化为对于任务变量到底层评价指标的映射分析，并提出了一种基于统计实验分析的检验方法。结合高超声速飞行器模型特点，进一步设计了可行性分析流程。然后，分别以静态任务要求和速度、高度跟踪任务要求为例，对应提出频域性能指标和时域性能指标的可行性分析方法。最后针对频域性能指标评价静态任务的可行性设计仿真实验加以验证。仿真结果表明可行性分析的结论与军标观点一致，而且所提出的分析流程具有较好的可实现性。     

高超音速飞机鲁棒自适应控制的研究

由于高超音速飞机自身特有的结构以及飞行时所处的复杂条件，其高度非线性的数学模型往往很难获知，即便是建立的某种数学模型也是极为不准确的，因此许多传统的控制方法已经不再适用。所提出来的高超音速飞机鲁棒自适应控制，依靠在线调参的单隐层神经元来逼近其不确定的数学模型，使得整个控制过程对模型的依赖程度大大降低，除此之外，该控制方法还具有非线性解耦的能力，最后通过对某种高超音速飞机的仿真分析，验证了该方法的控制效用及强鲁棒性能。     

高超声速飞行器周期巡航轨迹设计与优化

针对高超声速飞行器,给出了参数建模方法并分析了其气动特性,建立了乘波体外形高超声速飞行器的纵向平面运动学模型;提出了高超声速飞行器巡航段周期轨迹的方案及相应的轨迹优化方法.采用高斯伪谱法解决周期性轨道优化问题,将原有的连续周期非线性优化问题转化为多段离散优化问题,并采用SQP算法求得最优解.仿真结果表明,在巡航航程相同的情况下,周期轨迹比稳态轨迹更省燃料.     

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.     

空天飞行器乘波设计的概念研究

基于高超声速空气动力学和反馈控制的有关理论,结合反演设计思想,对空天飞行器乘波设计方法进行概念研究,研究包括乘波体的外形设计、表体激波作用力的估算、复杂飞行器模型的构建及恒动压定加速爬升的控制.仿真研究表明,所提出的方法适合于乘波体的设计,并能确保飞行器安全地完成预定任务.     

高超声速飞行器自适应增点Co-RBF多保真度代理建模

针对高超声速飞行器设计过程中计算效率和计算精度难以兼顾的问题,提出了一种自适应增点协同径向基函数（Co-RBF）方法,并将其应用在高超声速乘波体气动参数多保真度建模上。首先,设计了锥导乘波体飞行器,采用工程估算方法和计算流体动力学（CFD）分别获得其气动参数的高低保真度样本。随后,分别采用Co-RBF和广义分层协同克里金（GCK）方法构建代理模型,对比分析了低保真度样本采样方法和样本容量对多保真度模型在训练集内、外的拟合精度的影响。最后,根据提出的自适应增点Co-RBF方法,构建了乘波体多保真度模型,并与常规Co-RBF拟合效果进行了比较。结果表明,Co-RBF比GCK方法对气动参数拟合效果相近,且自适应增点Co-RBF方法在保证融合模型精度的情况下有效降低对高保真度样本的需求。