超空泡航行体的增益自适应变结构控制设计

针对超空泡航行体在实际巡航时具有其独特的运动特性,同时存在流体动力系数的摄动及尾部流体未知干扰等问题,提出了增益自适应变结构的控制方法。首先改进了目前普遍采用的超空泡航行体的数学模型,借鉴Backstepping思想设计了滑动模态面;采用增益自适应算法对干扰未知上界进行了估计,最后设计了基于变结构理论的控制器,并进行了数学仿真。仿真结果表明:该系统响应快速,具有很好的鲁棒稳定性能。     

超空泡航行器流体动力仿真分析

超空泡航行器在水下运动时,其大部分表面被超空泡包裹,构成了一种新的流体动力布局,运动模式完全不同于常规航行器,其受力状态也极其复杂,这种新的流体动力是非线性的。为了进一步分析超空泡流场中航行器的受力特性,需要对其流体动力进行线性化处理。本文描述了超空泡形态,讨论了影响超空泡变形的主要因素,对超空泡流场中航行器的滑行力和空化器升力做了分析和线性化处理。仿真结果表明,滑行力和空化器升力在一定范围内是线性的,利用经线性化的力可进一步分析航行器的运动特性。     

超空泡航行体控制面与主空泡相互作用分析

基于有限体积法,采用均相流模型和流体体积方法开展超空泡航行体在不同空泡流型及不同控制面舵角情况下空化流场数值模拟,研究穿刺空泡情况下超空泡航行体尾部控制面与航行体主空泡之间的相互作用。数值模拟结果表明：航行体主空泡对控制面的影响表现为不同流型下控制面沾湿深度不同,沾湿深度变化量最大可达50%以上,控制面流体动力受沾湿深度影响明显;航行体尾部控制面对主空泡闭合有迟滞作用,主空泡长度平均增量约为3%,控制面存在舵角时将会引起控制面之后的航行体主空泡形态变化,可引起航行体出现不对称沾湿面,且尾部闭合流型受影响最大。因此,超空泡航行体空泡流型设计与控制律设计时应充分考虑控制面与航行体主空泡之间的相互作用。     

超空泡航行体外形设计及航程分析

航行体形状及长细比等参数对超空泡航行体的阻力特性及运动稳定性有着直接的影响,并最终决定航程大小.基于Fluent6.2中的空泡模型对一定速度范围内的超空泡航行体的两相流流场进行了数值模拟,比较了4种不同外形的超空泡形态及阻力特性,并对其航程进行了分析,为给定初速下航程最大的超空泡航行体外形设计提供了理论依据.     

基于反演设计的超空泡航行体滑模控制

超空泡航行体是一个具有非线性滑行力、系统参数不确定性的多变量系统。文中以Dzielski提出的航行体模型作为基础,分析了超空泡航行体在运动中,由于空泡形态、尾部湍流等因素引起的不确定性及外界干扰力。利用反演法设计了超空泡航行体的滑模控制器,并在控制器设计中加入自适应律,估计不确定项的上界。仿真结果表明,设计的控制器能够有效的调整超空泡航行体的纵向状态,并对设计的标准弹道表现出良好的跟踪性能。     

基于二维分岔的超空泡航行体非线性动力学特性分析

基于二维分岔图,利用相轨图、时域仿真图、Lyapunov指数谱等动力学分析工具分析了超空泡航行体复杂的动力学行为,探讨了超空泡航行体运动状态随尾翼偏转角反馈控制增益及空化数的变化规律,确定了航行体稳定运动的条件和参数范围。结果表明:随着参数的变化,超空泡航行体的动力学行为中存在分岔、混沌、周期窗等丰富的非线性物理现象; 合理调整尾翼偏转角,能够有效抑制航行体的振荡与冲击。研究结果对超空泡航行体控制器的设计具有重要的指导意义。     

水下超空泡航行器巡航段稳定控制

为研究水下超空泡航行器巡航段稳定控制,保证弹道的可靠性,提出了对超空泡航行器的纵平面、水平面和横滚进行稳定控制.从超空泡航行器流体动力产生的机理出发,提出了一种适应于稳定控制的流体动力布局,建立了航行器空间运动模型,采用空化器首舵对航行器巡航段进行控制,利用极限操舵的控制模式降低了三通道之间的耦合.针对超空泡航行器稳定控制进行了系统动态特性仿真.仿真结果表明弹道航向稳定、深度偏差小、横滚振荡幅度可控;航行器运动参数可迅速达到期望值,过滤过程和稳定性满足系统要求,鲁棒性强.     

基于细长体理论的超空泡外形估算

在工程应用中,寻找一种快速简单而行之有效的方法,来对空泡数和空泡外形之间的关系进行描述是非常重要的.文中在势流假设基础上,采用细长体理论和摄动理论简化求解其基本方程,详细推导了空泡外形与空泡数及空化器特征参数之间的近似表达式,并给出了算例.算例表明,在小空泡数下文中的计算结果与Waid和Reichrdt经验公式计算结果吻合良好.文中同时给出了在不同空化数下应用近似表达式产生的相对误差.     

浅水区串联航行体超空泡流动特性研究

为了研究浅水区串联航行体超空泡流动特性,采用VOF多相流模型建立了空气、水、水蒸气的混合相的连续性方程和动量方程,对串联航行体在浅水区形成的超空泡流场进行了数值模拟,研究了水深和航行体间距对超空泡流动的影响。研究结果表明:前后串联航行体在运动过程中均会形成超空泡,且空泡的初始形态、轮廓近似,并在自由面激起先导波浪; 在浅水区,会有上方空气卷入超空泡内,但是随着水深的增加,上方空气不再卷入空泡内; 随着航行体间距的增大,充分发展阶段的超空泡轮廓变得越加平缓,当间距大于5倍的航行体长度时,不同间距下的串联航行体超空泡轮廓无明显差异。     

水下超空泡航行体减阻能力的数值研究

采用计算流体力学的方法研究了超空泡水下航行体在高速发射以后的运动规律.采用动态网格,实现了全数值模拟超空泡航行体在水中的运动过程及空泡的生成规律.比较了航行体周围是否产生空泡与航行体是否有推力4种情况,计算结果表明超空泡具有非常好的水下减阻能力.利用超空泡技术可以在不大的推力下使水下航行体的航行速度提高3倍,超空泡航行体应采用火箭发动机动力装置.     

多学科设计优化在超空泡射弹弹形设计中的应用

分析了超空泡的空化机理,介绍了空化数与减阻的相互关系。分析了影响超空泡射弹飞行稳定性的因素,提出了射弹设计的基本要求,详述了目前国内外的研究进展及其所采用的分析和实验方法,指出了目前超空泡弹形优化的困难与挑战。     

超空泡运动体通气加速阶段非定常过程研究

依据空泡不同闭合形式的气体泄漏规则和通气系统,建立了空泡内气体的平衡方程.给出用于计算运动体姿态的动力学方程,分析了局部空泡及超空泡航行状态的受力特性.综合考虑了空泡内气体平衡、空泡的发展及运动体姿态的耦合方程,给出通气加速阶段数值求解的方法.获得通气加速阶段通气量、助推推力、运动体姿态及航行弹道的关系.随着推力的增加,依靠推力加快加速过程的优势越来越不明显,且对通气系统的性能要求逐渐增加.     

基于模型参考方法的车辆非线性主动悬架反推控制

针对车辆悬架系统存在的参数不确定性,提出一种基于模型参考控制的车辆非线性主动悬架反推控制器设计方法。建立悬架系统非线性模型,引入高低通滤波器,根据悬架动行程改变高低通滤波器的通频带宽,设计一种理想的模型参考系统。在此基础上,构造被控悬架系统与模型参考系统之间的车身位移和速度跟踪误差,基于反推控制方法和Lypaunov理论设计了误差跟踪反推控制器。通过仿真实验验证了所提出的误差跟踪反推控制器的有效性和跟踪精度。     

Design of Neural Network Variable Structure Reentry Control System for Reusable Launch Vehicle

A flight control system is designed for a reusable launch vehicle with aerodynamic control surfaces and reaction control system based on a variable-structure control and neural network theory.The control problems of coupling among the channels and the uncertainty of model parameters are solved by using the method.High precise and robust tracking of required attitude angles can be achieved in complicated air space.A mathematical model of reusable launch vehicle is presented first,and then a controller of flight system is presented.Base on the mathematical model,the controller is divided into two parts：variable-structure controller and neural network module which is used to modify the parameters of controller.This control system decouples the lateraldirectional tunnels well with a neural network sliding mode controller and provides a robust and de-coupled tracking for mission angle profiles.After this a control allocation algorithm is employed to allocate the torque moments to aerodynamic control surfaces and thrusters.The final simulation shows that the control system has a good accurate,robust and de-coupled tracking performance.The stable state error is less than 1°,and the overshoot is less than 5%.     

基于终端滑模面的导弹滑模控制器设计

为了研究滚转导弹的非线性控制特性,基于导弹简化的非线性动力学模型,采用基于趋近律的滑模控制器设计方法,设计了含有过载跟踪误差及其积分的自适应终端滑模面,使系统的状态在一开始到达并维持在滑模面上; 采用双曲正切切换函数代替符号切换,以消除系统存在的抖振; 根据滑模运动的渐进稳定性及其动态品质,设计满足要求的滑模变结构控制律; 进行了控制算法的Simulink仿真。结果表明:在纵横向过载指令均为1的条件下,跟踪误差近似为0,说明滑模控制策略是解决滚转导弹非线性控制问题的有效方法之一。     

一类非线性网络控制系统的控制器设计

针对被控对象为Lurie系统的一类非线性网络控制系统(NCS),利用混合系统模型统一描述了同时存在网络诱导时延、数据包丢失、乱序等因素的NCS.在所提模型的基础上,利用线性矩阵不等式方法给出了系统渐近稳定的充分条件以及状态反馈控制器的设计方法。此外,该方法还可以用于求取使系统保持渐近稳定的最大时延上界以及最大允许传输间隔。最后的仿真结果验证了所研究方法的有效性。