吸气式高超声速飞行器动力学建模与分析

基于拉格朗日力学原理建立了吸气式高超声速飞行器(AHFV)的动力学模型,并分稳定飞行和机动飞行2种情况进行了动力学分析。首先选择确定飞行器位姿的广义坐标,然后建立动能、势能以及广义力的表达,接着推导了AHFV的质心运动方程和绕质心转动运动方程。与传统飞行器动力学模型相比较,AHFV动力学模型中包括了发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项。最后对AHFV动力学模型进行分析,分析表明:在稳定飞行时,AHFV发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项可以忽略,而在机动飞行时,要考虑发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响。     

吸气式高超声速飞行器控制系统设计

为实现吸气式高超声速飞行器的姿态控制,需要对其复杂的气动特性进行分析,并完成控制系统的设计.通过研究高超声速飞行器风洞实验数据,分析其气动特性,即升力系数、升阻比和纵向总力矩系数在不同Ma时随攻角变化的规律进而进一步计算出纵向动力系数,研究其纵向动态稳定性.最后,基于气动分析设计了攻角反馈控制和法向过载控制两种不同的控制回路,分别计算出其时域和频域特性.实验结果表明:吸气式高超声速飞行器既能满足纵向动态稳定性,又具有良好的控制性能.     

高超声速飞行器的模型预测控制

将模型预测控制方法应用于高超声速飞行器纵向通道的姿态控制中。利用模型预测的在线滚动优化推导系统的最优控制律,得到高超声速飞行器纵向通道的姿态控制器。仿真结果表明,在气动参数大范围摄动的情况下,控制系统能够很好地跟踪期望攻角,并且具有较强的鲁棒性。     

高超声速飞行器的非线性预测控制

针对高超声速飞行器非线性、多变量、强耦合的特征,将广义预测控制应用于其纵向模型的控制中。对模型进行输入输出反馈线性化,利用基于泰勒展开的有限时间预测控制方法,设计轨迹跟踪预测控制律,使其飞行的高度和速度跟踪控制指令。通过matlab仿真验证了该方法在参数不确定性的条件下,具有一定的鲁棒性,能满足系统的性能要求。     

基于滑模控制的高超声速飞行器的轨迹控制

针对高度非线性、多变量、强耦合的高超声速飞行器的纵向模型,设计了飞行控制系统。首先对其进行输入/输出线性化,然后,选择2个解耦的滑动面,以改进的符号函数作为到达条件,设计了一种多输入多输出滑模变结构控制器。分别研究了飞行器对速度和高度阶跃指令下的响应,对标称模型和含有大范围时变参数模型进行了仿真研究。仿真结果表明该方法在存在参数不确定性的条件下,具有较强的鲁棒性能,能够满足系统的性能要求。     

滑翔式高超声速飞行器H_∞回路成形控制

为了解决滑翔式高超声速飞行器大攻角侧向机动时高精度高稳定性的控制要求,针对该过程中存在的多个不确定因素和控制耦合,对耦合特性进行分析,建立面向控制的滑翔式高超声速飞行器动力学模型。利用H∞回路成形设计方法设计了控制器,并提出了一种期望传递函数的选取方法。最后对所设计的控制系统进行三通道联合仿真。结果表明该控制系统满足滑翔式高超声速飞行器大攻角侧向机动的控制要求。     

非最小相位高超声速飞行器自适应鲁棒容错控制

针对具有非最小相位特性的高超声速飞行器纵向动力学模型,考虑舵面发生卡死和失效故障、系统参数不确定的问题,提出了一种基于输出重定义形式的自适应鲁棒容错控制方法。对于高度子系统中由于升降舵和升力耦合产生的不稳定内动态,重定义系统输出,将俯仰角作为系统新的输出,对新内动态进行一些坐标变换,设计出俯仰角期望的跟踪指令。对于系统重定义后的高度和速度子系统,将未知非线性函数参数化并写成未知气动参数和函数向量的乘积形式,采用自适应学习律估计未知气动参数和故障参数,基于Lyapunov稳定性定理进行了系统稳定性理论分析,通过仿真验证了所给方法的有效性。     

面向控制的弹性高超声速飞行器建模方法研究

高超声速飞行器广泛采用升力体、乘波体等气动布局和轻质材料,导致飞行器刚体模态与弹性模态的耦合问题突出。针对该类飞行器的特点,使用有限元方法基于变截面自由梁构建高超声速飞行器的结构弹性模型,利用当地流活塞理论计算弹性变形引起的非定常气动力,然后借助均匀设计、逐步回归等统计学方法获取弹性高超声速飞行器的高精度曲线拟合模型。仿真对比分析表明,所介绍的高超声速飞行器弹性建模方法高效、可靠,其所建立的曲线拟合模型与原始物理模型的一致程度及精度均优于现有拟合模型,而所消耗的时间与计算机资源小于现有建模方法。     

高超声速滑翔飞行器典型运动分析与模型设计

为了得到合理可行的高超声速滑翔飞行器运动轨迹和目标跟踪预测仿真数据,对滑翔飞行器典型运动进行了分析和模型设计.首先建立简化的飞行器动力学模型,分析了无横向机动的平衡滑翔和恒攻角跳跃滑翔两种纵向运动特点;然后在给定纵向运动条件下对摆动式和转弯式两种横向运动进行了分析,建立了不同横向运动与所需控制量攻角、倾侧角之间的关系模型;最后对设计的轨迹模型进行了仿真.仿真结果表明所设计的轨迹模型是合理的.     

高超声速飞行器成像算法

高超声速飞行器是目前各国航空航天发展的重点．搭载其上的合成孔径雷达成像系统面临两方面的问题：一个是多普勒与快时间的耦合,另一个是斜视成像的校正问题．借鉴调频连续波合成孔径雷达的几何模型,提出了一种去耦合的扩展的频域变标成像算法,可在一定的斜视角下解耦合并且无失真高精度成像．     

Robust tracking control design for a flexible air-breathing hypersonic vehicle简

A nonlinear robust controller was presented to improve the tracking control performance of a flexible air-breathing hypersonic vehicle （AHV） which is subjected to system parametric uncertainties and unknown additive time-varying disturbances. The longitudinal dynamic model for the flexible AHV was used for the control development. High-gain observers were designed to compensate for the system uncertainties and additive disturbances. Small gain theorem and Lyapunov based stability analysis were utilized to prove the stability of the closed loop system. Locally uniformly ultimately bounded tracking of the vehicle＇s velocity, altitude and attack angle were achieved under aeroelastic effects, system parametric uncertainties and unknown additive disturbances. Matlab/Simulink simulation results were provided to validate the robustness of the proposed control design. The simulation results demonstrate that the tracking errors stay in a small region around zero.     

Robust parametric approach for tracking control of an air-breathing hypersonic cruise vehicle

To realize the stabilization and the tracking of flight control for an air-breathing hypersonic cruise vehicle, the linearization of the longitudinal model under trimmed cruise condition is processed firstly. Furthermore, the flight control problem is formulated as a robust model tracking control problem. And then, based on the robust parametric approach, eigenstructure assignment and reference model tracking theory, a parametric optimization method for robust controller design is presented. The simulation results show the effectiveness of the proposed approach.     

一种高超声速飞行器攻击意图预测方法

针对高超声速飞行器具有高机动性难以对其飞行轨迹进行预测的问题,提出一种基于高超声速目标运动特性的攻击意图预测方法。首先分析了高超声速飞行器的3种运动特性:飞行器运动状态的马尔可夫过程模型、航迹偏航角和可达区域; 然后采用动态贝叶斯网络的推理方法对高超声速飞行器与攻击目标之间的攻击关系进行推理,以实现攻击意图预测; 最后进行了仿真实验。实验结果表明, 基于运动特性的动态贝叶斯网络能够对攻击意图进行预测,提出的意图预测方法具有良好的实时性和有效性。     

基于车速依赖静态输出反馈的自主汽车路径跟踪控制

本文设计了一种新的基于静态输出反馈的增益调度控制器,可使自主汽车在车速时变且状态不全可测的情况下,完成路径跟踪并保证车身的横向稳定性.为了描述时变纵向速度对汽车动力学特性的影响,首先建立了一个包含跟踪特性及横向动力学特性的速度依赖多胞体汽车模型,同时,为减少控制器设计保守性,考虑时变参数之间非独立变化关系,采用了梯形多...     

高超音速飞行器及其制导控制技术综述

高超音速飞行器军事上的强突防、强侦察能力,民用上的高效部署、星际旅行能力,使其成为各国构建战略威胁、争夺太空资源的重要途径之一,针对这一热点前沿问题,综述了高超音速飞行器的发展及其制导控制技术.首先,对高超音速飞行器的研制历史及现状进行总结,梳理发展脉络揭示其发展规律,并对高超音速飞行器轨道、近空间及大气层内飞行任务进行分析.然后,重点讨论再入返回的飞行约束条件及制导方法,包括:离线轨迹制导、在线轨迹制导以及预测制导,并针对复杂环境下强约束、任务突变等制导难点,展望高精度多约束轨迹制导、快速轨迹规划制导、鲁棒自适应轨迹重构制导等技术;进而,综述了目前高超音速强非线性、不确定性、时变性、结构挠性、控制约束及故障等控制难题及其解决方法,并对系统模型/扰动/故障深层次机理分析、多控制问题兼顾及多控制器切换、智能自主高超音速飞行等控制技术提出了展望.最后,指出了高超音速飞行器的发展需兼顾高超音速打击武器及可重复使用空天往返运载技术,制导控制系统的研制需向极广空域下的智能自主高超音速制导与控制一体化迈进.     

基于切换多胞系统的高超声速飞行器鲁棒控制

为了解决高超声速飞行器的包线跨度大和包线范围内模型参数时变系统的稳定与镇定问题,提出一种新的基于切换多胞系统的鲁棒控制方法．将飞行器包线范围内的飞行动态建模为切换多胞系统,采用基于参数依赖多胞Lyapunov函数与平均驻留时间方法,给出了系统在参数任意快变下渐近稳定的控制器综合方法．仿真结果表明:控制器具有良好的响应特性,可实现对指令的精确跟踪．该控制方法可克服传统切换控制的控制量输出跳跃现象,有助于降低系统分析与设计保守性．     

电动汽车的发展与环境保护

电动汽车的优点是其污染物的排放,并摆脱了对石油资源的依赖,介绍了国内外电动汽车发展现状,电动汽车的未来发展对世界环境、资源、经济等的影响;现代电动汽车的种类、结构、形式及特点。论述了目前制约电动汽车发展的几个关键技术问题：电动汽车的总体设计与制造问题、驱动电机技术问题、控制系统技术问题、动力电池技术问题。介绍了我国电动汽车研究水平的优势与不足,以及我国发展电动汽车过程中所面临的机遇和挑战。并对我国电动汽车的未来发展提出了建议。     

A new concept and preliminary study of variable hypersonic inlet with fixed geometry based on shockwave control

The inlet plays a significant role in the hypersonic airbreathing propulsion. A fixed-geometry inlet is troubled by low air-capture ratio and large additional drag while operating below the design Mach number. Whereas a variable-geometry inlet can maximize performance, but adds weight and complexity to the propulsion system. Based on a fluidic shock shape control technique, this paper proposes a new concept of variable hypersonic inlet with fixed geometry, gives the realization scheme, and conducts a preliminary validation. The results show that the control of the external shock system and the effective throat area can be achieved by the self-provided high pressure fluid of the inlet. For an inlet with an operating Mach-number region of 4 to 6, the shock-on-lip condition can be maintained from Mach 5 to Mach 6 with the maximum expense of 1.8% secondary flow ratio, resulting in 20% extra captured mass flow and 8% less forebody drag at low Mach numbers compared with conventional fixed-geometry inlets. Thus, the performance enhancement by using the proposed variable inlet can substantially benefit the acceleration process of hypersonic vehicles at low Mach numbers. Supported by the National Natural Science Foundation of China (Grant No. 50776044)