可重复使用飞行器再入姿态的区间二型自适应模糊滑模控制设计

针对具有强非线性、多变量耦合特性的可重复使用飞行器（RLV）,同时考虑模型参数不确定性和外界干扰对飞行器再入姿态跟踪的影响,提出了一种基于区间二型自适应模糊滑模的姿态控制方法。首先,建立飞行器再入动态模型,并基于反步思想将控制模型转化为姿态角和角速率相关子系统。其次,将模型参数不确定性和外界干扰视作子系统非线性项的一部分。再次,采用区间二型模糊系统逼近子系统非线性项,并结合自适应技术和滑模控制方法分别设计虚拟控制量和实际控制量。此外,引入一阶低通滤波器用以处理子系统虚拟控制律。通过Lyapunov方法的分析证明了闭环控制系统的稳定性,且飞行器姿态跟踪误差可收敛于原点附近的小邻域。最后,利用飞行器的数值仿真验证了所设计控制方法能有效跟踪飞行器参考指令,且对外界干扰有较强的鲁棒性。      

执行器故障下的运载火箭非奇异终端滑模容错控制

针对存在未知外部干扰和执行器卡死故障的运载火箭,提出了一种基于非奇异终端滑模面的姿态跟踪控制算法。首先,建立了考虑干扰和执行器卡死故障的运载火箭姿态控制系统多输入多输出系统模型;然后定义了运载火箭姿态跟踪系统模型,针对定义的模型,设计了一种非奇异终端滑模面,使得系统在执行器故障情况下仍能较为精确地跟踪参考信号。基于李雅普诺夫函数证明了运载火箭姿态跟踪控制系统的稳定性和有限时间收敛特性。数值仿真检验了本文基于非奇异终端滑模运载火箭姿态跟踪控制算法的有效性。     

高超声速飞行器再入段LQR自抗扰控制方法设计

针对高超声速飞行器(HSV)再入过程中强非线性、强耦合、气动参数变化剧烈的不确定性的特点,提出一种基于线性二次型调节器(LQR)和自抗扰控制(ADRC)的高超声速飞行器再入段的姿态控制方法。首先,建立高超声速飞行器再入段线性化模型,并采用LQR方法完成了状态反馈控制律设计。然后,结合自抗扰控制技术,设计了扩张状态观测器(ESO)对系统的模型不确定性和外部干扰进行补偿,大幅增强了系统的扰动抑制能力。最后,将得到的高超声速飞行器再入段LQR自抗扰姿态控制器(LQRADRC)应用于高超声速飞行器六自由度仿真,仿真结果表明本文所提出的控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令,并且对系统不确定性具有强鲁棒性。     

滑流对飞机俯仰静稳定裕量影响及平尾优化研究

螺旋桨飞机的滑流是影响飞机气动性能的重要因素。某飞机初始方案试验数据表明:在起降构型大拉力情况下,该机存在中小迎角俯仰静不稳定现象,严重影响飞机飞行安全。为提高飞机中小迎角俯仰静稳定裕量,通过对飞机气动数据的深入研究,对俯仰静稳定裕量降低的原因进行了分析,结果表明:中小迎角出现俯仰静不稳定的主要原因是迎角变化过程中平尾进出滑流影响区,导致平尾效能出现明显变化。结合飞机布局特点,提出了降低平尾高度的方法,减小动力不利影响。经试验验证,该方法能明显改善飞机中小迎角下俯仰静稳定性,有效扩展飞机小迎角俯仰稳定范围,使其满足总体设计要求。     

某型导弹动导数风洞试验和数值模拟

动导数的精确预测对于弹箭类武器的成功研制至关重要。以某型导弹动态特性的研究为对象,在FD06风洞中采用自由振动法完成动态特性试验,获取该型导弹俯仰和滚转两个方向的典型振幅衰减曲线和动导数结果;针对该型导弹,基于双时间推进法数值求解非定常N-S方程和强迫运动方程,获取该型导弹俯仰动导数和滚转动导数。结果表明:CFD计算结果与风洞试验结果有较好的一致性;在给定马赫数和攻角下CFD数值模拟结果可以为后续工程型号研制提供参考。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

滑模观测器在临近空间高动态UAV中的应用

针对临近空间高动态无人飞行器(UAV)再入飞行动态范围跨度大,气动参数存在不确定性等特点,利用李雅普诺夫方法设计了具有不同时间量程的双回路滑模控制系统。其中外环采用常规设计;内环控制器设计将控制力矩分为两部分:一部分对UAV已知的动态部分进行稳定控制;另一部分由相应的滑模观测器生成,用来稳定和削弱飞行过程中的干扰项,以增加控制系统的鲁棒性。该控制系统克服了经典控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性和强耦合的对象特性,并能适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性。仿真结果证明了所提出的控制器设计方法的有效性,具有较高的姿态跟踪精度。     

基于角运动入流模型的旋翼俯仰状态气动响应计算

利用旋翼弯曲涡管理论模型,并计人涡核修正影响,发展了一个计算角运动对旋翼人流影响的分析方法,并通过该方法计算的旋翼人流分布与实验结果的对比,验证方法的有效性,然后计算了直升机在悬停和前飞时俯仰率对旋翼入流的影响.针对机动飞行时的尾迹畸变效应,对Pitt-Peters动态人流模型进行了增广,并建立了动态的尾迹畸变模型以考虑机动飞行时的尾迹滞后效应,推导了旋翼有角运动时的桨叶挥舞运动方程,并给出了旋翼的平衡分析模型.结合增广的人流模型、尾迹畸变模型、桨叶挥舞运动模型和旋翼平衡分析模型,建立了一个旋翼有角运动时的动态气动响应分析方法,并应用该方法分析了模型旋翼在机动俯仰状态下的旋翼动态挥舞响应和气动力响应.     

解决一体化设计

通过风洞实验,人们发现:二维矢量喷管向下偏转后,除了可以产生预期的推力分量和俯仰力矩外,喷流的转折往往还能在扁宽的后机身或机翼等部位诱导出超环流,形成附加的气动升力,其数值随喷口偏角的增大而增大。此种情况在采用三维喷管的飞机上基本上是见不到的。三维矢量喷管偏转后,一般只能通过推力指向的变换,为飞机提供所需的纵向或方向操纵力矩,对外界气流的影响相对较小。     

考虑输入饱和与姿态角速度受限的航天器姿态抗退绕控制

 针对航天器姿态控制过程中同时存在输入饱和与姿态角速度受限的问题,提出了一种新型的姿态控制设计方法。该方法在保证系统渐近稳定的前提下,能够显式地给出输入力矩和姿态角速度的最大幅值,并通过引入一个时变锐度参数来增强系统对外部干扰的抑制能力;在此基础上,进一步考虑了由于四元数的冗余性所导致的退绕问题,设计了一组新的姿态偏差函数和偏差向量,使得控制器在满足上述约束的同时还具有抗退绕的优点。仿真结果表明,所提算法能够同时满足输入饱和与姿态角速度受限的约束,并且在较大外部干扰的情况下表现出了很强的鲁棒性,同时成功地规避了退绕现象。该算法为存在多重约束的航天器姿态控制问题提供了一个新的思路和解决方案,具有很好的实际应用价值。