高超声速飞行器制导控制及一体化设计方法

针对高超声速飞行器制导与姿态控制问题,从慢回路质心制导、快回路绕质心姿控、制导控制联合设计和制导控制一体化设计四个层面对高超声速飞行器制导控制方法进行了总结综述。基于当前各国高超声速飞行器的发展脉络和高超声速飞行器典型飞行特点归纳总结制导与姿态控制方法的重难点;以飞行阶段为准则分别阐述了高超声速飞行器助推段、滑翔段和俯冲段的制导策略及其内涵,结合现代控制理论剖析了已成功用于高超声速飞行器姿态控制的非线性控制过程;基于已公开的有限数目的文献,对高超声速飞行器制导控制联合设计和制导控制一体化设计方法进行了分析。最后,对高超声速飞行器制导控制一体化全集成设计的思路和趋势进行了探索总结。     

吸气式高超声速飞行器控制技术研究综述

针对吸气式高超声速飞行器的控制系统设计问题,对其研究现状进行了梳理。从分析吸气式高超声速飞行器的独特动力学特征入手,总结吸气式高超声速飞行器控制系统设计的特点和难点。基于主流的建模方法和飞行控制理论,从动力学建模和控制器构造两个方面对吸气式高超声速飞行器控制系统的研究现状进行了分析。对当前吸气式高超声速飞行器控制系统研究存在的主要问题进行了总结,为后续的控制系统设计明确了改进方向。     

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。     

高超声速飞行器动力巡航影响因素分析

建立了高超声速飞行器建立动力学模型,进行轨迹计算与分析.研究不同动力系统对飞行器性能的影响,对采用冲压发动机和火箭发动机的高超声速巡航不同特点进行分析,结论可为高超声速飞行器的总体设计提供参考.     

高超声速飞行器发展综述

介绍了高超声速飞行器的相关概念,归纳了高超声速飞行器的飞行特性、关键技术以及应对高超声速飞行器的主要防御手段,最后分析总结了高超声速飞行器研究中存在的问题及其未来可能的发展方向和趋势。     

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.     

国外高超声速计划发展综述

分析总结了美俄等国高超声速计划发展现状以及高超声速导弹的军事应用,总结了高超声速飞行器研制的关键技术,介绍了美俄等国高超声速飞行器的最新研制动向。     

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。     

高超声速飞行器再入段RCS 姿态控制

为满足反作用控制系统(reaction control system,RCS)姿态控制需求,对高超声速飞行器再入段的姿态控制进行研究。以X-34的RCS系统为对象,建立了RCS的数字模型,设计了RCS姿态控制率与PWPE脉冲调制器,利用非线性描述函数法分析姿态控制系统的稳定性,并通过Matlab仿真验证了所设计的RCS姿态控制系统性能。仿真结果表明:该PWPF脉冲调制可以满足RCS姿态控制的需要,同时与传统的PWM脉冲调制相比,可以较大地降低RCS消耗的流量与开启次数,可为高超声速飞行器再入段RCS姿态控制系统设计提供参考。     

临近空间高超声速飞行器建模与控制研究进展

临近空间飞行器的发展涉及国家安全与空间和平利用,是目前国际空间技术发展的焦点之一。本文介绍了高超声速飞行器的发展及其建模与飞行控制的研究现状和进展,分析了高超声速飞行器动力学特性、耦合特性以及各种不确定性问题,提出了高超声速飞行器建模与控制的解决思路,为相关研究提供借鉴与参考。     

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。     

临近空间高超声速飞行器作战应用研究

临近空间高超声速飞行器是21世纪武器系统的重要组成部分,是未来联合作战的重要作战平台。分析了临近空间高超声速飞行器的作战任务,研究了高超声速飞行器的作战样式,并对高超声速飞行器的对未来联合作战产生的影响进行了讨论,总结了对抗高超声速技术的一些策略。     

高超声速飞行器LPV鲁棒变增益控制

针对高超声速飞行器模型的非线性姿态控制问题,提出了一种LPV鲁棒变增益控制方法。对建模误差和测量误差中的可确定信息进一步提取,描述高超声速飞行器内在的非线性和时变特性,建立了参数不确定的LPV系统模型;通过求解线性矩阵不等式的凸优化问题,设计了具有自调节法则的鲁棒变增益控制律,可以有效地抑制不确定性和参数快速变化的影响,并具有良好的动态性能;通过仿真验证了控制律的有效性和鲁棒性。     

高超声速发动机-机身一体化技术述评

对与高超声速吸气式发动机-机身一体化相关的一些问题作了述评.与其它飞行器比较,高超声速吸气式飞行器更需要被视为一个完整的一体推进系统进行分析.对于这种布局,通常很难弄清机身组件和推进系统元件的区别.高超声速发动机的工作直接和空气动力学、可控性以及最佳航迹的选择有关.对一些可发展的有效一体化技术和概念,其中包括逆向设计以及优化的前机身布局进行了论述.     

高超声速飞行器制导控制技术发展回顾与展望

通过对国内外高超声速飞行器制导控制技术研究成果的回顾,介绍了高超声速飞行器独特的动力学特性,并分别从动力学建模及特性分析、轨迹优化与制导、稳定控制等方面分析了当前达到的技术水平、关键控制问题及存在的难点。在此基础上,结合高超声速飞行器面临的技术难点和未来发展需求,对制导控制技术后续发展方向提出了思考与建议。     

高超声速飞行器控制技术研究进展综述

控制系统作为高超声速飞行器的核心部分,对保证其平稳安全飞行起着举足轻重的作用。简述了高超声速飞行器的发展概况,提出了控制难点问题,介绍了控制技术的研究现状,并总结了高超声速飞行器控制系统设计方面尚需进一步考虑的问题和未来重点研究方向。     

高超声速飞行器

介绍了高超声速飞行器的特点和关键技术。总结了目前研制的各种类型高超声速飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速侦察机等,并对其在未来军事领域的应用前景做出预测,为高超声速飞行器的研发提供参考。     

基于流形方法的高超声速飞行器的稳定性参数研究

高超声速飞行器动力学系统具有很强的非线性,常用的频域分析方法不适用于非线性系统,而稳定性的好坏关乎系统在扰动下是否容易发生危险。针对上述的问题,本文运用流形方法对高超声速飞行器进行稳定性分析,确定了安全边界并提取流形设计参数,对边界及其参数随飞行器的稳定性进行了分析,最终说明了流形设计参数与传统稳定性分析方法的设计参数之间具体的数学规律,为在设计和分析高超声速飞行器过程中使用流形理论提供了理论依据,为确定高超声速飞行器的稳定边界并进行保护提供了新思路。     

美国HTV-2及相关基础项目对转捩问题的研究

边界层转捩是高超声速飞行器在研制过程中必须考虑的重要空气动力学问题,对飞行器的控制和防热设计具有重要影响。介绍了美国HTV-2项目和相关的HIFiRE-5项目在地面试验阶段针对边界层转捩问题所做的数值仿真和地面风洞试验,总结了美国在高超声速边界层转捩研究方面的主要特点。     

某高超声速飞行器助推段纵向控制策略研究

为解决某高超声速飞行器助推段纵向控制的问题,以火箭助推垂直发射式飞行为对象,对其高超声速飞 行器助推段纵向控制策略进行研究。根据飞行器的飞行环境和自身结构,给出特性分析并剖析了控制难点,建立运 动参数时变模型,提出纵向姿态控制、增稳控制和迎角保护策略。分析结果表明：从稳定性和操纵性两方面与迎角 相比,俯仰角控制器具有更好操稳性,俯仰角速率指令内回路在助推段相比于阻尼内回路具有更好的鲁棒性。