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871.
针对含有不确定扰动项的吸气式高超声速飞行器纵向非线性模型,提出了一种基于指令滤波器的反演控制方法。将飞行器动力学模型划分为航迹角子系统和速度子系统并表示为严格反馈形式,采用动态逆方法设计反演控制中每步的虚拟控制量,并对指令滤波过程中产生的误差进行补偿。利用指令滤波器获取虚拟控制量的一阶导数,解决了反演控制方法中的“微分项膨胀”问题,同时引入虚拟控制量和实际控制量的幅值、速率和带宽约束。采用扩展状态观测器(ESO)对模型中的不确定项进行估计和补偿,保证闭环系统在存在参数不确定和外部扰动的情况下仍具有良好的控制性能。仿真结果表明,在飞行器总体参数和气动参数存在偏差的情况下,该方案能够实现对速度和航迹角参考信号的稳定跟踪。 相似文献
872.
针对吸气式高超声速飞行器纵向刚体动力学的跟踪控制问题,给出了基于特征模型的自适应控制方案。通过选取攻角作为额外的输出,给出了这类系统的特征建模方法,其中,系统被分为速度子系统和高度子系统。针对速度子系统,建立了一阶特征模型;针对高度子系统,建立了二阶多输入多输出特征模型。基于所得到的特征模型,本文设计了全系数自适应控制律,不仅实现了速度跟踪和高度跟踪,也实现了攻角跟踪。数值仿真验证了该方法的有效性。 相似文献
873.
临近空间飞艇艇库外约束及稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
临近空间飞艇在发放前通常停放在艇库内,一旦离开艇库就不可避免地受到艇库外天气,尤其地面风的影响,不仅影响飞艇发放操作的快捷和安全,而且还事关飞行试验的成败。文章建立了大型飞艇在地面受两侧约束时的力学模型,采用动力学方法,分析了受到地面风作用时飞艇的姿态和约束拉力的变化,得到地面风起时和风速稳定后的解析解,评估了飞艇受到地面风作用时的稳定性和安全性。通过分析得到在两侧约束条件下飞艇对正向风和侧风的承受极限,为临近空间飞艇采用两侧约束方式的可行性提供了判据,也为今后发展临近空间飞艇发放技术提供借鉴。 相似文献
874.
875.
针对巡航飞行器非线性模型具有快时变、强耦合和高度非线性的特点,在考虑飞行过程中可能存在的气动参数以及大气密度不确定性情况下,提出了一种高精确、强鲁棒控制方法。通过将扰动观测器与指数时变滑模控制方法结合,构造了一种基于扰动观测器的巡航飞行器指数时变滑模控制设计方法,并利用Lyapunov理论分析了采用该控制律后整个闭环系统的稳定性。该方法能够有效地减小采用边界层方法来处理滑模抖振问题时所引入跟踪稳态误差,提高系统控制精度。最后,通过仿真验证了所提出方法的有效性。 相似文献
876.
In order to solve some deficiencies in tentacle execution, an improved execution method of tentacle algo- rithm is presented. The method uses a short trajectory to match the curvature between the path of vehicle and ten- tacle, rather than computing a whole steady state. To control vehicle motion via wheel force and steering angle, two parameters should be discretized under certain area and these discrete values can form 18 5〈 20 groups. Then the curvature between the trajectory and tentacle should be matched, and the corresponding group of wheel force and steering angle can be found. The flow chart of the improved execution method is given, and simulation is per- formed on a platform named "pro-sivic". The simulation results show that the improved method can maintain the advantage of the tentacle algorithm in terms of computation speed, and avoid the errors such as endless loop and data overflow, which proves the method more efficient. 相似文献
877.
下腹板长度对单边膨胀喷管性能的影响 总被引:2,自引:1,他引:1
在落压比为4~60范围内,对两个不同下腹板长度的单边膨胀喷管模型进行了试验研究,得到了其壁面静压分布,并对4种不同下腹板长度的喷管模型进行了数值模拟研究,获得了总体性能参数.结果表明:在整个落压比范围内,喷管流动都呈现很强的三维特征,而且在高落压比条件下上膨胀面两侧边气流出现了横向分离.喷管轴向推力系数峰值随下腹板长度增大而增加,峰值对应的落压比也逐渐增大并趋近设计点.在落压比为30~80范围内,轴向推力系数随着下腹板长度增大而增加,在设计点轴向推力系数的最大值和最小值相差约1.8%;在特定低落压比条件下,较短下腹板长度的喷管具有高的轴向推力系数.气流矢量角随下腹板长度增加而增大,在设计点最大值和最小值分别为6.03°和-1.83°. 相似文献
878.
In order to take requirements for commercial operations or military missions into better consideration in new flight vehicle design, a tri-hierarchical task classification model of "design for operation" is proposed, which takes basic man-object interaction task, complex collaborative operation and large-scale joint operation into account. The corresponding general architecture of evaluation criteria is also depicted. Then a virtual simulation-based approach to implement the evaluations at three hierarchy levels is mainly analyzed with a detailed example, which validates the feasibility and effectiveness of evaluation architecture. Finally, extending the virtual simulation architecture from design to operation training is discussed. 相似文献
879.
880.
基于混杂系统模型的航空器4D航迹推测 总被引:1,自引:0,他引:1
为实现对未来大流量、高密度、小间隔条件下空域实施管理,4D航迹推测是国内新一代空管自动化系统最为核心的一项技术。首先基于飞行剖面不同飞行阶段的航空器动力学模型,构造了在不同飞行阶段之间转移,而在同一阶段航空器重量、校正空速、高度和距离等状态连续变化的混杂系统模型。通过温度和风速风向修正航空器真空速及地速,利用混杂系统递推法求解航空器4D航迹。实际算例表明,本文提出的混杂系统模型推测得到的水平航迹和垂直剖面能够准确地反映航空器的飞行状态变化,单架航空器4D航迹推测计算时间可以控制在2 s以内。 相似文献