应用跟踪微分器的高超声速飞行器的反演控制

针对存在参数摄动和外部干扰等不确定性的高超声速飞行器模型，提出一种基于新型跟踪微分器的鲁棒反演控制方法。利用正切sigmoid函数和终端吸引子函数设计跟踪微分器，通过扫频测试得到了参数整定规则，并进行了对比仿真试验。在此基础上，构造一种非线性干扰观测器对模型的不确定项进行估计，增强了控制器的鲁棒性；并利用所设计的跟踪微分器对虚拟控制量进行滤波处理，解决了传统反演控制的“微分项膨胀”问题。最后，通过仿真校验了所设计控制器的有效性。     

Performance limitations in trajectory tracking control for air-breathing hypersonic vehicles

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.     

考虑状态约束的弹性高超声速飞行器自适应饱和容错控制

针对弹性高超声速飞行器跟踪控制问题进行研究，主要考虑状态约束、输入饱和、执行器故障等约束条件。首先，将弹性模态、外界干扰和模型参数不确定性归结为一类带有未知上界的系统干扰。其次，根据被动容错思想，针对速度和高度子系统分别设计抗饱和自适应容错控制器，通过引入双曲正切函数和新型屏障李雅普诺夫函数分别处理了输入饱和与状态约束问题。最后，闭环系统的最终一致有界性采用李雅普诺夫方法证明，并通过仿真验证了所提定理的正确性。     

Effects of sweep angles on turbulent separation behaviors induced by blunt fin

An experimental study was conducted on turbulent separation behaviors induced by blunt fins with different sweep angles at Mach number 6.0. The Nano-particle based Planar Laser Scattering technique(NPLS) was applied to visualize the flowfield, complemented by pressure tests.Sweep angles of the fins were 10°, 20°,...,60°, with the same leading edge diameter of 10 mm. Fine structures of the interference flowfield induced by blunt fins have been obtained, including the shock systems and vortexes. I...     

高超声速导弹多场耦合仿真

为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境,采用分区求解方法,实现气动力/热/结构多场耦合计算,并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型,对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值模拟。仿真结果表明：弹体结构随着攻角增加发生轴向拉伸和横向弯曲;拉伸变形主要由气动热引起,弯曲变形主要由气动力引起;导弹头部气动热与气动力载荷大;耦合效应随着导弹攻角增加更加明显,造成导弹气动热力学环境更加严酷。     

一种高超声速飞行器再入轨迹优化方法

针对高超声速飞行器的再入轨迹优化问题,提出了一种基于动态自适应樽海鞘群算法和高斯伪谱法的混合优化方案。首先,为了使樽海鞘群算法探索和利用之间的平衡更加合理,提出了一种新颖的动态自适应樽海鞘群算法。然后,针对传统高斯伪谱法在轨迹优化过程中对初始猜测值敏感的不足,借助动态自适应樽海鞘群算法强大的全局搜索能力,先利用该算法对控制量进行全局寻优,将求得的近似全局最优解作为高斯伪谱法优化的初始猜测值,接着再利用高斯伪谱法对控制量进行全局寻优。仿真结果表明所提出的动态自适应樽海鞘群算法和混合优化方案的有效性和可行性。     

一种高超星图高精度半盲复原算法

针对高超声速飞行器在平流层内应用天文导航时受气动光学效应及运动模糊影响后难以观星和高精度导航的问题,提出一种基于正则化思想的高超星图半盲复原算法。该算法首先针对高超星图的特点进行去噪与星点初提取等预处理操作,接着从图像中提出可用的模糊核信息,并通过融合达到去噪的目的。然后结合天文图像灰度及梯度的稀疏先验分布特性,提出一种针对高超星图的正则化非盲复原模型,利用分裂布雷格曼迭代法等算法迭代估计清晰图像。将本算法与传统星图复原算法、其他最新正则化复原算法进行星图复原与导航效果比较,结果表明本算法复原效果最佳,且能明显改善星点识别正确率及质心坐标计算精度,可用于大幅提高超声速飞行器在平流层中的天文导航适应性及导航精度。     

高超声速飞行器发射坐标系导航算法

针对高超声速飞行器弹道特点和导航参数的需求,提出基于发射坐标系(LCEF)的高超声速飞行器导航算法。首先,介绍发射坐标系下捷联惯导(SINS)算法编排,推导发射坐标系下姿态、速度和位置离散递推方程。然后,介绍地心地固系(ECEF)下的卫星位置和速度转换到发射坐标系的方法,推导发射坐标系的SINS/BDS组合导航滤波器状态方程和量测方程。最后,以助推-滑翔飞行器为对象,进行了发射坐标系下组合导航仿真,位置精度小于10 m,速度精度小于0.2 m/s。     

反临近空间高超声速飞行器若干研究进展

为了支撑我国反临近空间高超声速飞行器相关领域的基础研究和工程研制,在分析典型临近空间高超声速目标飞行特性和作战任务剖面的基础上,综述了目标预警探测、轨迹跟踪预测、制导控制方法、拦截攻击策略四个方面的若干研究成果,讨论了每个方面存在的技术难题和可行的解决方案,并建议从天/临/空/地/海体系预警、红外多模复合敏感、可攻击区轨迹预测、直/气复合等先进控制、协同拦截防御等方面给予重点研究。     

吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹优化

针对吸气式高超声速巡航飞行器建立了纵向平面内的二维轨迹优化模型(包括火箭助推段和吸气式飞行段),其中大气模型、气动力模型和发动机模型均建立了比较详细的模型,能够比较全面、准确地描述吸气式高超声速巡航飞行器的特征;基于配点法建立了适用于高超声速巡航飞行器助推-巡航轨迹优化的方法,在求解非线性规划时引入了规范化处理、稀疏分析和偏导数计算方法等,以提高优化效率;对吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹进行了优化研究,分析了典型设计参数变化对最优轨迹的影响。仿真结果表明:所建立的方法能够快速、高精度求解吸气式高超声速巡航飞行器轨迹优化问题,并且能够方便地分析设计参数变化对最优轨迹的影响,可用于吸气式高超声速飞行器飞行剖面设计与优化。