高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

不确定参数摄动的高超声速飞行器滑模控制

针对系统内不确定性参数摄动的高超声速飞行器(Hypersonic Vehicles,HV)模型,考虑到传统气动系数简化模型无法真实反映飞行器的气动特性和高超声速下某些不确定性参数摄动的问题,提出了一种改进的气动系数模型,利用改进模型得到准确的气动系数参数,设计了一种基于某些不确定参数的模糊函数逼近的高超声速飞行器滑模控制器。应用模糊函数的强大函数逼近能力对不确定参数进行逼近,应用非线性最小二乘法对改进的气动系数模型进行参数辨识,并与滑模变结构控制结合,提高了系统的鲁棒性,并实现了对系统指令的稳定跟踪控制。仿真结果表明,飞行器在加入速度阶跃指令和高度阶跃指令后,系统能够保持稳定性,并对不确定性参数具有很强的鲁棒性。     

高超声速飞行器自抗扰PID姿态控制

针对高超声速飞行器模型非线性、气动参数变化剧烈的特点,运用自抗扰技术中的跟踪微分器,设计了自抗扰PID控制器,实现了对高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。仿真结果表明,通过两个跟踪微分器构造的自抗扰PID控制器对于高超声速飞行器这样复杂的模型有很好的控制能力,并且有很好的滤波性能和鲁棒性。     

高超声速飞行器的终端滑模姿态控制

针对具有高度非线性、强耦合、含较大不确定性特点的高超声速飞行器,设计了终端滑模控制器,并应用于高超声速飞行器的姿态控制中。对飞行器姿态控制系统的慢回路设计PID控制律,快回路设计终端滑模控制律。终端滑模控制对系统参数的变化不灵敏,具有良好的鲁棒性。并利用李雅普诺夫稳定性理论证明整个闭环系统的稳定性。仿真结果表明,在气动参数大范围摄动的情况下,该控制系统对于高超声速飞行器姿态角信号指令具有良好的跟踪性能。     

高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析

为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。     

高超声速滑翔飞行器弹道仿真分析

针对临近空间高超声速助推滑翔飞行器弹道轨迹预测,以高超声速助推滑翔飞行器为研究对象进行了纵平面运动轨迹建模、气动参数估计及攻角模型设计。不同滑翔初始状态下的弹道仿真结果表明:滑翔初始运动高度越高,跳跃幅度越大;滑翔初始运动速度越大,滑翔时间越长。通过研究加深了对高超声速飞行器运动特性的认识,为弹道预报、轨迹规划与制导系统设计等任务提供了参考。     

高超声速飞行器输入受限反步控制

高超声速飞行器因其重要的战略地位已经成为各国争夺空天权所关注的焦点。控制系统设计是保证高超声速飞行器实用化的关键技术。针对吸气式高超声速飞行器，设计一种反步控制器。为增强反步控制器的鲁棒性，引入径向基神经网络对高超声速飞行器纵向非仿射动力学模型中的不确定函数进行在线逼近。为了解决输入受限带来的控制问题，构造一种新型辅助系统对跟踪误差和控制律进行补偿，实现在控制输入瞬时饱和情况下的稳定跟踪。最后，基于MATLAB仿真验证了控制策略的有效性。     

RBCC高超声速飞行器粘性效应分析研究

针对高超声速飞行器飞行过程中粘性对气动特性的干扰效应,探讨了高超声速粘性效应的相关理论,应用CFD数值模拟方法对RBCC高超声速飞行器巡航阶段的粘性效应进行了研究,在此基础上考察了粘性对高超声速飞行器轴向力系数和升阻比的影响.计算获得了飞行器巡航阶段下的气动特性曲线.将其应用于高超声速飞行器概念设计中,数值模拟结果作为高超声速飞行器结构和气动分析的初步准备工作是必须及合理的.     

基于向量Lyapunov函数方法的高超声速飞行器着陆段一体化导引与控制律设计

基于向量Lyapunov函数方法,设计了高超声速飞行器着陆段一体化导引与控制律。首先,根据高超声速飞行器着陆段三自由度运动学与动力学模型、阻力加速度动力学模型、姿态动力学方程,在考虑飞行器动力学方程中的不确定因素及可能存在的扰动因素的情况下,推导出制导与控制一体化非线性全耦合模型。然后,将上述非线性全耦合模型抽象为一类具有不确定性和强非线性的MIMO系统,针对该类系统,利用向量Lyapunov函数方法设计鲁棒控制器。最后,通过仿真计算对所提出控制器的有效性进行了检验。     

基于试验设计和响应面近似的高超声速巡航飞行器多学科设计优化

建立了基于试验设计理论和响应面近似的超燃冲压发动机推进的高超声速巡航飞行器多学科设计优化方法。首先建立外形尺寸、质量估算、气动力性能、气动热性能和推进性能学科的分析模型。模型考虑了学科间的耦合效应，结合弹道方程，形成了飞行器的总体性能模型。然后分别采用D—Optimal设计、Taguchi设计和均匀设计选择设计点，通过多机并行计算完成高超声速巡航飞行器性能分析。根据分析结果，构造响应面近似模型。通过响应面近似模型的优化，完成了高超声速巡航飞行器的多学科设计优化。计算表明，基于试验设计的多学科设计优化方法可以用于高超声速巡航飞行器的优化设计。     

高超声速乘波飞行器多学科设计优化研究进展

来波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点.介绍了飞行器多学科设计优化(MDO)的发展概况,简述了乘波构形优化设计的研究进展.在此基础上对高超声速乘波飞行器MDO的理论基础进行了分析,阐述了应用MDO技术进行高超声速乘波飞行器设计的必要性和可行性.重点从气动和结构系统的协同优化设计、机体和推进系统的一体化优化设计以及气动和控制系统的综合优化设计等3个方面讨论了MDO在高超声速乘波飞行器设计中的应用现状.提出了今后应加大对MDO集成框架的开发力度,大力开展包含可靠性和经济性分析的高超声速乘波飞行器多目标MDO研究.     

基于TLC的高超声速飞行器自抗扰姿态控制

针对高超声速飞行器控制指令受噪声干扰、气动参数不精确、各通道强耦合以及舵面偏角有限等特点,设计了基于轨迹线性化（TLC）的自抗扰姿态控制器。针对姿态角指令信号受噪声干扰、姿态回路受加速度限制的特点,应用最速二阶跟踪微分器对姿态指令进行预处理;应用轨迹线性化方法分别对姿态角回路、角速率回路设计解耦控制器;为了提高控制器的鲁棒性,在角速率回路以综合干扰为扩张状态设计扩张状态观测器（ESO）,并对综合干扰进行补偿。仿真结果表明,该方法可以有效滤除指令信号中噪声、减小舵面偏角,并提高控制系统的鲁棒性。     

国外高超声速飞行器气动布局发展分析

介绍了国外高超声速飞行器的发展历程。从气动布局角度对高超声速飞行器进行分类,重点对典型高超声速飞行器的气动布局特点及关键技术进行分析,得出对高超声速飞行器技术发展的启示。     

高超声速飞行器机动航迹优化

用遗传算法优化了高超声速飞行器机动飞行的航迹.建立威胁模型,鉴于高超声速飞行器特性,优化中考虑了飞行器的过载和气动加热.将最优控制问题转化为参数优化问题后,用遗传算法对机动飞行航迹进行了优化,仿真结果表明,该方法优化生成的航迹自动避开威胁,满足了飞行器机动飞行的要求.     

基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究

基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性.     

高超声速复合材料翼面的结构动力学特性研究

高超声速飞行器飞行时会引起气动加热,对其进行结构动力学分析时需考虑气动热的影响.文中建立了热环境下的结构动力学分析流程.首先,基于求解三维可压缩N-S方程的CFD方法进行气动热分析;然后利用有限单元法(FEM)求解结构热传导,并得出温度场分布;最后,基于准线性结构模型进行热环境下的结构动力学分析.基于该流程,对比分析了高超声速飞行器复合材料翼面的结构动力学特性.结果表明,气动加热改变了翼面的固有振动特性.     

VTVL高超声速航天飞行器优化气动布局研究

针对垂直起飞、垂直降落飞行器－一种先进的、能重复使用航天飞行器的选型和气动经布局，研究分析了飞行器外形尺寸参数高超声速再入气动性能的影响，给出了优化气动布局，并通过实验验证了布局的正确性，结构实验和理论分析给出了飞行器高超声速气动特性参数。     

吸气式高超声速飞行器控制研究综述

吸气式高超声速飞行器控制系统的任务是在飞行包线内通过发动机提供的推力改变飞行速度并利用气动舵面偏转调整飞行姿态,控制飞行器精确跟踪制导指令。通过探讨高超声速飞行器的动力学特性,从系统建模和控制策略研究两个方面对高超声速飞行器的控制系统设计研究现状进行了分析和阐述,所得结论可为相关研究提供借鉴与参考。     

高超声速技术验证飞行器HTV-2综述

HTV-2是美国空军重点发展的高超声速技术验证飞行器,尽管其两次飞行试验均以失败告终,但对美国发展高超声速技术及未来的高超声速巡航飞行器具有重要意义.文中从发展背景、气动特性和主要研究工作等方面对高超声速技术验证飞行器HTV-2作了较为详细的介绍,并对高超声速技术的发展方向和研究方法进行了分析.     

高超声速飞行器仿真模型验证研究

针对高超声速飞行器仿真模型是否可信的问题,在对常用模型验证方法优缺点与适用范围分析的基础上,提出高超声速飞行器仿真模型验证方案.采用时、频域方法,对高超声速飞行器仿真模型进行验证,得出仿真模型的可信度.实验结果表明,采用时、频域分析方法,为高超声速飞行器仿真模型的可信度评估提供了一种较为有效的方法和途径.