高超声速飞行器建模与自主控制技术研究进展

 高超声速飞行器是国内外研究的热点问题。综述了高超声速飞行器建模与自主控制问题。阐明了高超声速飞行器的特点及控制难点,列举了典型的高超声速飞行器模型,从机理推导方法、计算流体力学（CFD）实验方法、模型简化技术和模型验证技术方面介绍了高超声速飞行器建模的研究进展,从传统滑模控制、高阶滑模控制、反步控制、自适应控制、轨迹线性化控制方面阐述了高超声速飞行器自主控制的研究进展,探讨了高超声速飞行器仿真平台开发的研究趋势。     

高超声速飞行器建模研究

该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型,研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法,并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究,了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。     

基于SDRE方法高超声速飞行器控制系统设计

高超声速飞行器拥有复杂且易变的气动特性,为确保高超声速飞行器在复杂的飞行条件下,拥有稳定的飞行特性、良好的控制性能。针对高超声速飞行器非线性模型,采用状态相关的Riccati方程(State-Dependent Riccati Equation,SDRE)方法设计高超声速飞行器控制系统,利用改进的Newton法对控制器进行求解,同时在高超声速条件下进行仿真,验证了SDRE方法在高超声速飞行器控制系统中的可实现性及优越性。     

高超声速飞行器综合热管理系统方案探讨

高超声速飞行器是当今世界航空航天领域研究的热点,由于其在飞行中遭受的热环境极其严酷,因 而可靠的综合热管理系统是安全飞行的保证。针对不同飞行任务的高超声速飞行器,分别提出了综合热管理系 统方案;对飞行时间短,飞行速度和高度变化快的飞行器,提出了以液氢燃料为主要热沉、相变蓄热材料为辅 助热沉的热管理方案;对飞行时间长,飞行马赫数高的飞行器,提出了以吸热型碳氢燃料为热沉的热管理方案; 分别探讨了两套方案涉及的关键技术,指出了未来研究工作的方向。     

基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法

由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极为不准确的。针对这一特点,研究了一种基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法,利用粒子群算法对模糊控制器参数寻优,使该控制方法具有强鲁棒性,高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持很高的控制精度。仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地克服气动参数的不确定性,准确地跟踪飞行器的高度和速度指令。     

高超声速飞行器上升段轨迹设计

由于高超声速飞行器自身的飞行特点,其轨迹设计一直存在很多困难.高超声速飞行器受到各种气动、结构、过载的约束,在飞行器的上升段这些约束对轨迹的影响更为明显.因此,设计高超声速飞行器上升段轨迹需重点考虑这些约束问题.基于这样的思想,通过建立飞行器的动力学模型及最优控制模型,并进行了合理的模型转换,通过仿真计算得出了高超声速飞行器上升段的轨迹.结果表明,设计方法合理可行,可为以后类似的工作提供参考和帮助.     

2015-03 国内期刊亮点

专刊推介高超声速流动研究工作高超声速飞行器是国际上研究的热点,也是我国着力发展的重要武器装备之一。高超声速流动问题,作为高超声速飞行器研制中的关键技术问题,受到国内外高度重视。2008年,美国国防部组织实施的国家高超声速基础研究计划列出的6大基础科学问题,有4项属于高超声速流动问题范畴。我国为推动高超声速飞行器的发展,     

高超声速飞行器热防护系统方案快速设计方法

针对高超声速飞行器多学科优化设计的需求,基于飞行器几何外形、弹道和热防护材料、热防护系统型号数据库,通过气动热快速预测方法和一维热响应预报方法的研究,建立了一种通用高超声速飞行器热防护系统快速设计方法。该设计方法实现了热防护系统优化设计的自动化,避免了传统设计过程需要多种分析工具以及过程繁琐等不足。最后结合典型服役环境,利用该方法对类X—37B飞行器的热防护系统进行快速设计,得到热防护系统的总质量。结果表明,方法能够快速有效地进行高超声速飞行器热防护系统的设计。     

2013年国外高超声速技术发展回顾

2013年,国外高超声速技术保持快速发展态势。美国成功地进行了X-51A的第4次飞行试验,实现超燃冲压发动机技术的重大突破;洛马公司提出新型高超声速飞机SR-72的研制计划,国防高级研究项目局（DARPA）发布“试验性空天飞机”（XS-1）招标公告,继续拓展高超声速飞行器的未来应用。     

高超声速飞行器的鲁棒变增益跟踪控制器设计

针对含有时变不确定参数的高超声速飞行器模型,提出了一种新颖的鲁棒变增益跟踪控制方法.该方法可以解决传统固定增益鲁棒控制器难以处理时变大摄动的难题,进而提高高超声速飞行器的鲁棒性和抗干扰能力.跟踪控制器设计条件在鲁棒优化技术框架中给出,同时控制器增益按照所设计的切换律而变化.所提出的设计方法在保证高超声速飞行器鲁棒稳定性的同时,也实现了飞行器对指令信号的跟踪.最后,针对高超声速飞行器的仿真结果进一步验证了方法的有效性.     

高超音速飞行器头罩气动热流场数值模拟

对几种不同外形的高超音速飞行器头部气动热效应进行数值模拟,采用Fluent软件对各飞行器进行三维薄层N-S方程数值计算,得到了不同外形的高超音速飞行器头罩外表面热流场分布.然后将计算结果与美国宇航局的超音速飞行器X33模型风洞实验结果进行分析和比较.分析表明:在五倍音速近地飞行时,其中两种外形头部的高超音速飞行器安装中波红外光学成像探测器制导是比较适合的.     

滑翔式飞行器高空自适应跟踪制导控制方法

针对具有较大机动能力的滑翔式高超声速飞行器在复杂高空环境再入的问题,提出了一种基于LQR （线性二次调节器）的多状态自适应跟踪制导方法.该方法基于飞行器量纲一化的再入运动模型,考虑滑翔式飞行器各特征参数和飞行约束设计出基本安全飞行走廊,用拟合法将标准弹道综合成航程-高度-速度-航迹角函数.然后设计了基于LQR的多状态跟踪制导律,并采用多项式拟合法实现全弹道制导律的增益调度函数;形成了一套完整的滑翔式飞行器再入过程基于标准轨道的多状态LQR制导方案设计.并通过仿真计算,验证了该制导方法,表明该方法是有效、高精度的飞行器高空自适应跟踪制导方法.      

基于动态方程的高超声速飞行器姿态协调控制

为解决高超声速飞行器飞行控制系统中的协调问题, 提出一种基于动态方程的耦合分析方法, 并运用该方法分析高超声速飞行器姿态的动态耦合关系, 设计了协调控制器。首先, 研究了高超声速飞行器的姿态运动特性; 并根据飞行器耦合特点, 提出一种基于动态方程的耦合分析方法用来反映变量间的动态耦合关系; 结合耦合阵, 基于分层滑模控制设计飞行器的协调控制器, 有效应对操纵舵之间的强耦合。基于Lyapunov 理论证明了闭环系统具有渐进稳定性, 并通过仿真实验验证了所提方法的有效性, 实现了姿态的协调控制。     

基于有限时间控制的高超声速飞行器控制律设计

针对高超声速飞行器的飞行控制问题,提出了一种基于有限时间控制技术的控制方法.根据高超声速飞行器纵向模型的特点,将高度控制和速度控制看作2个子系统分别设计控制器.采用非线性动态逆与有限时间控制技术相结合的方法,分别设计了速度控制器和高度控制器.速度控制器设计时考虑了发动机的动态,使得飞行速度在有限时间内收敛到给定值.飞行...     

组合动力技术的未来应用

 组合动力将两种或以上单一类型的动力有机结合，结构相互融合，功能相互补充，大大拓展了飞行包线、提高飞行效率，在临近空间高速飞行器、重复使用航天运输系统等领域具有重要应用。介绍了组合动力基本分类及工作原理，综述了组合动力技术在临近空间高速飞行器、重复使用航天运输系统等领域的应用，总结了组合动力飞行器发展趋势及主要关键技术。     

神经网络校正的EKF在高超声速目标跟踪中的应用

针对临近空间高超声速目标高度非线性、强耦合、高机动、时变参数、和独特气动特性等特点,综合运用军事运筹学理论与方法、系统建模技术、神经网络技术以及计算机仿真等,提出基于神经网络校正的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法,并在高超声速目标跟踪中进行了应用研究。采取神经网络的学习能力来克服卡尔曼滤波发散问题,通过卡尔曼滤波后加一级误差处理环节使滤波收敛。仿真结果表明:该算法在目标发生较大机动时仍能保持较高的跟踪精度。     

高超声速飞行器飞行动力学特性研究

为获得舵面操纵、高度和质量变化引起的非线性动力学特性的变化情况, 基于连续算法分别求取舵面、高度和质量与各个状态量所组成的平衡面。根据所求平衡面, 基于岔理论对高超声速飞行器全局稳定性进行分析研究。分析结果表明, 相较于传统的基于线性化方法对高超声速飞行器的稳定性所进行的研究, 分岔理论能更全面地揭示高超声速飞行器的动力学本质特性, 为气动布局设计和优化, 以及飞行控制律设计提供有力的支撑。