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相似文献
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1.
现有的高超声速飞行器控制系统设计方法在处理大包线飞行参数变动时计算复杂度较高,且较少考虑结构弹性的影响。针对上述问题,提出了一种基于张量乘积(TP)模型转换和可测状态反馈的多胞鲁棒变增益控制方法。其首先使用TP模型转换方法获取系统的多胞模型,然后基于线性矩阵不等式求解系统的多胞鲁棒变增益控制器。在求取控制器时,为简化控制器结构及降低控制器阶数,将弹性模态视为外部干扰,仅通过实际可测的刚体状态参数作为反馈量来设计控制器。仿真结果表明,所设计的多胞鲁棒变增益控制器可实现参考指令的有效跟踪,并保证整个包线范围内弹性模态稳定。  相似文献   

2.
大范围机动、质量分布快速变化、气动特性复杂,以及飞行器结构、气动、推力的相互耦合,使得高超声速飞行器动力学呈现出强不确定性,给其动态特性分析和控制器设计提出了挑战。文章针对高超声速飞行器模型参数不确定性问题,首先分析各种可能造成模型不确定性因素的物理本质,确定其主要影响因素;在此基础上建立了能够反映这些主要影响因素带来的具有参数不确定性问题的动力学模型;并分析每一个单独不确定性参数变化对飞行器特征根分布的影响;在考虑高超声速飞行器参数不确定性的情况下,针对刚体-弹性体模型,采用修正的反馈线性化方法设计控制律。研究结果对高超声速飞行器的动力学特性分析、总体设计、控制系统设计、准确度分析等提供具有重要参考价值的依据。  相似文献   

3.
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。  相似文献   

4.
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。  相似文献   

5.
吸气式高超声速飞行器控制系统设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
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.  相似文献   

6.
7.
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.  相似文献   

8.
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。  相似文献   

9.
针对高超声速飞行器建立了三自由度动力学模型,研究了高超声速飞行器纵向非对称分离动力学的问题,对高超声速非对称分离流场进行了分析,界定了尾流区边界,分析了气动系数的特点,设定了高超声速飞行器分离时的受力情况,建立了质心运动方程和纵向动力学方程,并进行了验证飞行器和运载火箭分离弹道的仿真计算,得出了符合要求的结果。另外对高超声速飞行器的纵向分离可能遇到的问题进行了分析,为以后高超声速飞行器的分离设计提供了依据。  相似文献   

10.
为了减小高超声速飞行器飞/发耦合效应对自身的影响,开展了高超声速飞行器飞/发一体化控制研究。建立面向控制的高超声速飞行器飞/发一体化数学模型。分别采用非线性动态逆控制与增量非线性动态逆控制方法,设计了姿态慢变外回路、角速率快变内回路控制算法。基于包含高超声速飞行器飞/发耦合特性的在线本体模型,以操纵交联的形式设计了高超声速飞行器姿态与发动机的耦合控制方案。在非线性动态逆控制器中引入参考模型、误差控制、在线估计等模块,保证了高超声速飞行器的飞行品质和鲁棒性要求。仿真实验结果表明,采用了非线性动态逆控制设计的飞/发耦合控制方案达到了预期的控制性能。  相似文献   

11.
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。  相似文献   

12.
吸气式高超声速飞行器控制的最新研究进展   总被引:4,自引:3,他引:1  
随着超燃冲压发动机技术的快速发展,吸气式高超声速飞行器正受到世界范围内的高度关注,而其控制系统的设计则是重中之重.首先简要回顾了吸气式高超声速飞行器建模的发展,表明了对其进行控制器设计的复杂性;然后着重阐述了几种广泛应用于吸气式高超声速飞行器的控制方法:基于线性化模型的控制方法、反向递推法、T-S模糊控制方法、自适应控制和滑模变结构控制;最后指出了在控制器设计环节需要考虑的若干问题,例如:执行机构的非线性、容错控制、多目标控制、切换控制等,同时也是今后吸气式高超声速飞行器控制系统设计的研究方向.  相似文献   

13.
为保证超燃冲压发动机的良好进气环境,需要对高超声速巡航飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动大大提高了精细姿态控制的设计难度。以高超声速巡航飞行器的纵向通道为例,文章分析弹性振动对飞行控制系统的影响,建立高超声速巡航飞行器的弹性模型,将精细姿态控制问题简化为超燃冲压发动机进气口当地攻角的精细控制问题,考虑机体/发动机耦合和气动热造成了气动参数和模态参数大范围摄动问题,基于H∞理论设计鲁棒控制系统。仿真表明,在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下仍然能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证进气口当地攻角±0.6°的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。  相似文献   

14.
飞行器动力学特性的准确分析与其总体、控制系统设计及准确度分析等有着非常密切的关系.传统的分析方法是基于小扰动假设的线性化方法,即将非线性的扰动运动方程进行线性化处理,利用线性化的方程逼近非线性动力学方程.在小扰动的情况下,这种近似的结果能够保证误差在允许的范围内.然而对于诸如高超声速飞行器这种具有运动范围大、运动过程中受到的各种干扰严重、气动参数的非线性特性明显等特点的飞行器,小扰动假设显然在很多飞行状态下是不合适的,必然会带来扰动运动建模的不准确性,从而导致动态特性分析结果的不准确,对总体、控制系统设计及准确度分析造成错误的结果.文章针对高超声速飞行器在大机动状态下的动态稳定性分析问题,对基于线性化方法得到的平衡特征值是否能够反映非线性特征值所有的运动特征进行研究.首先规划一条航迹,在这条航迹上选择具有代表性的特征点,并在这些特征点上进行泰勒展开,建立保留相关变量高阶项的扰动运动模型;然后利用高阶项信息对线性化方程进行修正,并求出修正后的特征值;利用特征值扰动理论对线性化的扰动运动特征根和基于高阶项修正的扰动运动特征根进行对比分析.结果表明在满足给定精度要求的条件下,可以用范数法则来判定在何种条件(主要考虑扰动的幅值范围)基于小扰动的线性化模型可以适用,在何种条件下必须考虑高阶项的非线性特性.为具有复杂非线性和大扰动值特性的飞行器动态特性分析提供参考依据.  相似文献   

15.
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.  相似文献   

16.
为解决高超声速飞行器在爬升的过程中存在严重匹配/非匹配不确定性的问题,提出了一种新型的自适应超螺旋滑模控制方法以抑制爬升段存在的匹配不确定性,并将该方法与滑模微分器相结合,以解决爬升段存在的非匹配不确定性.首先用滑模微分器估计反馈线性化模型中速度和高度的各阶导数,以缩小反馈线性化模型与原模型的差距;其次在传统超螺旋滑模的基础上,加入线性项以提高收敛速度;将积分项中不连续的符号函数连续化,保证控制输入的平滑性,更大程度削弱抖振;针对未知上界复合干扰,设计了一种自适应参数可增大可减小的自适应律,保证参数既不过大估计,又可放宽初值的选取,保证收敛速度.仿真结果表明:改进后的控制方法可实现状态量在有限时间内跟踪上指令信号,完成控制要求;且相较于传统超螺旋滑模控制算法,改进的控制方法控制输入更加平滑,收敛速度更快,从而验证了该方法的有效性以及先进性.  相似文献   

17.
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。  相似文献   

18.
为探究高超声速飞行器整体结构可靠性及其可靠性的影响因素,确保飞行器执行任务时的结构安全,将应力-强度干涉模型与区间数相结合,提出了子域子区间新方法分析高超声速飞行器结构强度可靠性。首先,分析高超声速飞行器在不同飞行状态下各受力面的力矩;其次,将飞行器结构近似为等效悬臂梁,考虑其所受力矩、宽度和飞行高度的不确定性,并表示为区间数;然后,考虑飞行器结构强度随时间退化,基于应力-强度干涉模型进行非概率可靠性分析,建立飞行器结构动态可靠性模型;最后,提出子域子区间法分析结构强度的指数退化特性和飞行动态对结构可靠性的影响。仿真结果表明,子域子区间法相比于传统蒙特卡罗法,在相同采样点数情况下,精确度会更高,验证了所提方法的可行性和有效性;飞行器可靠性随着飞行器结构强度指数递减而逐渐减小;飞行器的飞行动态会对结构可靠性产生主要影响,其中随着飞行高度的升高飞行器可靠性会逐渐增加,随着速度以及迎角的增大而逐渐减小。  相似文献   

19.
非匹配不确定的弹性高超声速飞行器终端滑模控制   总被引:1,自引:1,他引:0  
为解决带有非匹配不确定的弹性高超声速飞行器(FHV)鲁棒跟踪控制问题,设计一种基于有限时间干扰观测器的非奇异终端滑模控制器.首先,通过将弹性模态的影响视为不确定,与系统参数不确定一起处理为综合不确定,将带有弹性的高超声速飞行器模型简化为便于控制器设计的面向控制模型;其次,设计有限时间干扰观测器估计模型的综合不确定;进而,基于干扰观测器,设计一种新型的非奇异终端滑模面,将高阶不匹配问题转化成一阶匹配问题,进行控制器的设计;最后通过Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性.仿真结果表明:所设计的控制器可以有效抑制非匹配不确定及弹性的影响,实现了飞行器速度与高度的稳定跟踪控制.  相似文献   

20.
高超声速飞行器的初始质量和起始角度的大小对飞行器的飞行轨迹有较大影响, 也影响飞行器的其 它参数设计。针对飞行器的飞行情况将飞行轨迹划分为6 个状态, 并建立3 个模型进行分析, 然后使用改进的粒子 群算法, 分别对初始质量、起始角度和水平位移的关系进行了测试, 并参照测试结果对飞行轨迹进行了整体优化研 究。最后通过算例进行了测试和分析, 验证了该方法的合理性和有效性。  相似文献   

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