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智能变形飞行器发展及关键技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
《战术导弹技术》2017,(2)
按照翼面变形方式对智能变形飞行器的最新进展进行了归类和总结,详细介绍了变展长、变弦长、变厚度、变后掠与变弯度等多种实现类型,总结出智能变形机翼实现的几项关键技术,可为智能变形飞行器的设计思路及关键技术研究提供参考。 相似文献
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自寻的飞行器横滚运动的新型变结构控制 总被引:2,自引:2,他引:0
针对自寻的飞行器横滚运动的模型,设计了基于角加速度信号反馈的新型变结构控制器。理论及仿真研究结果表明,闭环系统对飞行中的扰动及参数变化具有完全的自适应性,并可有效地克服变结构控制器的抖动性对系统的不利影响。由于系统设计从实际对象模型出发,且控制算法简单,易实现,可望获得工程应用。 相似文献
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针对具有“乘波体”构型的吸气式高超声速飞行器纵向飞行姿态控制问题,提出了一种基 于区域极点配置的鲁棒多目标线性变参数(LPV)控制系统设计方法。给出吸气式高超声速飞行器纵向非线性机理模型,在此基础上建立了刚性LPV模型;针对此类LPV模型,提出了基于区域极点配置的LPV状态反馈控制系统设计方法,将系统的鲁棒稳定性、干扰抑制、跟踪性能等性能指标通过扩展线性矩阵不等式约束的方式,实现了LPV系统的多目标鲁棒跟踪控制。同时,通过引入松弛变量的方法,解除了Lyapunov函数矩阵与系统矩阵之间的耦合影响,从而降低了控制系统设计的保守性,得到了满足期望性能要求的LPV状态反馈鲁棒跟踪控制器。所设计的控制器应用于高超声速飞行器的非线性机理模型进行数值仿真验证,仿真结果表明:所设计的控制器能够使得闭环反馈控制系统有效地跟踪指令信号变化,系统动态性能良好且具有较强的抗干扰能力。 相似文献
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为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点; 随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系; 最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明:所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%~22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究提供参考。 相似文献
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研究一种两自由度平面变形机翼的动力学建模与控制问题。采用分析力学Lagrange方法建立了变形机翼多刚体动力学模型,模型考虑了机翼前缘所受到的空气动力载荷和外部弹性蒙皮等因素。由于变形机翼是一个强耦合、冗余驱动的非线性多输入多输出系统,采用伪逆法设计冗余驱动系统的控制分配器,采用动态逆方法实现系统精确线性化及两自由度的解耦控制,并与传统PID方法相结合构成了冗余驱动变形机翼的控制系统。通过ADAMS动力学仿真,对所建立的动力学方程进行了模型验证,并通过Matlab控制系统仿真,测试了系统的控制性能。研究结果表明,将Lagrange方法、伪逆法、动态逆控制、传统PID方法相结合可以有效解决平面两自由度冗余驱动变形机翼的动力学与控制的基本问题。 相似文献
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对折叠串翼无人机发射展开过程的动力学分析是无人机总体设计和展开机构设计的关键。基于Newton-Euler方法建立描述串翼无人机展开的多刚体动力学模型。基于嵌套动网格方法计算机翼展开过程中的非定常气动特性,并与稳态气动参数进行比较。结合展开过程的气动特性变化和多刚体动力学模型,分析机翼展开速度和展开顺序对发射展开段弹道扰动的影响。仿真结果表明:机翼展开速度过快或者过慢都会对展开段弹道有较大扰动,当展开速度过快时惯性力起主要作用,当展开速度较慢时气动变化起主要作用;同时,前翼先展开、后翼后展开不利于初始发射段弹道的稳定,而前翼后展开、后翼先展开有利于初始发射段弹道的稳定;采用前后机翼同时展开且展开时间为0.20 s的展开方式能够满足尽量减小对弹道的扰动要求。 相似文献
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变体飞行器故障检测与容错控制一体化设计 总被引:2,自引:2,他引:0
针对一类后掠翼可变的变体飞行器,考虑同时存在状态时滞和随机丢包的网络环境,基于切换系统理论,研究了变体飞行器闭环故障检测滤波器的设计问题。将变体飞行器建模成以高度、马赫数和后掠角为参变量的切换系统。为了保证系统能够有效检测出系统故障并且跟踪指令信号,基于一体化方法,设计基于模态依赖观测器的故障检测滤波器和基于残差估计的输出容错控制器。通过多Lyapunov-Krasovskii函数方法和平均驻留时间方法分析系统在异步切换情况下的稳定性。以线性矩阵不等式的形式给出满足给定性能指标滤波器和控制器存在的充分条件。通过仿真验证了所提方法能够有效检测出故障,输出信号能够准确跟踪指令信号,且在不确定情况下具有较好的鲁棒性。 相似文献
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针对捷联惯性导航系统 ,利用参数空间划分法计算了在不同调节规律下不同区域的增益的数值 .通过对阶跃响应曲线及闭环系统稳定性的分析 ,设计了捷联惯导的控制系统调节规律 ,并将变增益数据存放在内存中 ,以适应系统从高空到低空飞行时气动力系数变化大、固定增益不适合的系统 相似文献
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空空导弹鲁棒动态逆非线性驾驶仪设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对具有反作用射流和推力矢量导弹的非线性和参数不确定性严重的特点。提出一种鲁棒变结构动态逆控制方法。首先应用动态逆控制对被控对象近似线性化,再通过变结构原理分析模型不确定和外部干扰情况下系统的鲁棒性,在考虑导弹各个环节非理想因素的情况下,针对某型导弹进行了全耦合状态下三通道联合仿真,证明了方法的有效性。 相似文献
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伺服变量是斜盘式轴向柱塞泵常用的变量方式,将直接影响到泵的整体性能。伺服变量技术原理复杂,目前仍是阻碍我国斜盘式轴向柱塞泵发展的关键技术。针对高压轴向柱塞泵研发试验过程中遇到的变量压力冲击较大、无法完全制动等,深入研究探索不同因素对变量特性的影响。将动态过程分为启动过程、回位过程、制动过程和制动恢复过程,利用系统建模仿真AMEsim软件建立变量机构数值模型,并通过压力曲线试验和仿真结果对比证实模型的有效性。在不同进口阻尼、回油阻尼、回位弹簧刚度条件下,对伺服变量系统进行了数值模拟。研究结果表明:进口和回油阻尼对变量动态过程均产生影响,弹簧刚度主要对制动过程有影响。 相似文献
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建立靶弹典型动力学模型结构,靶弹六自由度动力学数学模型简化为纵向和侧向两个三自由度的动力学模型。选择了辨识输入数据,将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对辨识精度进行了分析,认为观测量测量误差、物理几何参数误差影响辨识精度,选用靶弹现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,得出辨识结果,将辨识得到的气动参数带入弹道仿真程序进行了仿真,验证了辨识结果满足设计要求。 相似文献