临近空间高超声速武器防御及关键技术研究

临近空间高超声速武器是未来临近空间武器系统的重要组成部分,为了应对临近空间高超声速目标的威胁,必须发展和建立新型的武器防御系统。分析了临近空间防御系统的目标特性,研究了临近空间超高速飞行器的防御难点,提出了临近空间防御武器设想以及实现途径和关键技术,对发展临近空间超高速武器防御体系具有借鉴和指导意义。     

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.     

高超声速飞行器非线性巡航控制器设计

飞行器高超声速定速巡航时,面临着严重的气动热弹性问题,同时系统伴有匹配不确定性、非匹配不确定性以及外界扰动的问题,为了应对上述问题,提出了一种指令滤波积分动态面Backstepping滑模控制方法,首先该方法采用指令滤波处理Backstepping的计算膨胀问题,然后引入滑模控制来解决外界扰动和匹配不确定性问题;考虑到降低滑模控制引起的抖动,同时处理非匹配不确定性问题,利用高阶滑模的思想,在每一个控制回路中增加一个附加虚拟控制状态方程,并将控制的输出作用在一个积分器上,这样不仅可以降低滑模控制器的抖动,还可以利用自适应Backstepping方法处理不匹配不确定性问题;然而引入附加控制状态方程会增加系统的阶次,这使得利用Backstepping方法设计控制器时的复杂性有所增加,为此采用动态面的方法来解决这一复杂性增加的问题。最后从整体上证明了所提方法的全局稳定性,并通过仿真实验验证了该方法的鲁棒性和有效性。     

美国高超声速技术研究体系分析及启示

正高超声速技术是重要的军民两用技术,其发展将对未来作战模式和国家安全产生战略性影响,现已成为世界航空、航天领域研究的焦点,美国、俄罗斯、德国、澳大利亚、印度等国家的高超声速项目都在紧锣密鼓地实施。其中,美国最为活跃,先后制定了多个高超声速飞行器研制计划,在关键技术方面取得了诸多突破,同时也积累了丰富的项目管理与实施经验,形成了较为完善的组织管理体系。本文分析了美国高超声速技术研究体系的     

高超声速飞行器非线性H_∞姿态控制设计

针对高超声速飞行器倾斜转弯姿态跟踪控制问题,将非线性耦合系统的姿态跟踪控制表述为非线性H∞控制的指令误差状态空间实现形式.基于非线性系统γ-耗散性及L2增益设计准则,设计满足Hamil-ton-Jacobi-Isaacs不等式的光滑可微储能函数.在一定假设条件下,利用非线性系统在局部空间内线性伴随系统的Riccati微...     

考虑动压限制的高超声速飞行器控制系统设计

针对高超声速飞行器超燃冲压发动机的进气道对飞行动压有比较苛刻的要求,提出一种直接进行动压反馈的高超声速飞行器控制系统设计方法。首先,建立了高超声速飞行器动压反馈控制的动力学模型,并推导了动压控制的状态方程。然后,利用线性二次型最优控制方法,通过引入动压误差进行控制对象增广,从而在动压控制回路中引入积分控制,以消除动压跟踪误差,给出了高超声速飞行器动压控制的控制系统结构。最后,通过仿真验证了动压控制器具有很好的跟踪性能,考虑存在气动、推力不确定性因素,飞行器速度出现偏差时,动压控制系统可以自适应地调整飞行高度以保证对动压指令的跟踪,控制系统具有很好的鲁棒性。     

高超声速飞行器滑模自适应迭代学习控制系统设计

针对高超声速飞行器再入过程中的强耦合和干扰所带来的非匹配不确定控制问题,提出一种新型自适应迭代学习控制系统的设计方法。研究结合采用先进控制方法与迭代学习控制策略。首先给出面向控制的高超声速飞行器姿态模型。然后针对一类非线性系统,提出一种结合滑模控制的新型迭代学习控制系统设计方法,并将其应用到所提出的面向控制的姿态模型。最后应用Lyapunov泛函来证明闭环系统跟踪误差的收敛性和变量的有界性。仿真展示所提方法能使飞行器快速稳定地跟踪指令,对比传统滑模控制说明本方法具有针对气动不确定项和干扰项的强鲁棒性。     

高超声速飞行器鲁棒舵回路控制器设计

文章针对高超声速飞行器在缺少实际试飞数据的情况下,需要设计鲁棒自动驾驶仪的舵回路控制器来保证飞行器的姿态角控制精度满足超燃冲压发动机的工作条件.根据高超声速飞行器横滚通道的动态特性,针对舵回路的死区间隙等非线性不确定性因素,结合滚动通道数学模型,采用Lyapunov方法设计了横滚通道差动舵的鲁棒控制器.其鲁棒控制律对系统参数不确定性和外界干扰不确定性的补偿控制采用差动舵偏补偿算法,自动补偿不确定因素及舵回路死区、饱和的非线性影响,并完成了其鲁棒指数镇定的证明.最后通过数字仿真验证了文中控制算法的有效性.     

高超声速飞行器有限时间LPV滑模控制器设计

高超声速飞行器在机动飞行时易受到外界扰动,若采用传统的状态反馈控制方法,闭环控制系统极易引起振荡,无法满足机动飞行指令信号跟踪的精度要求;若采用传统的滑模控制方法,由于系统存在奇异值的问题,且计算过程较为复杂,控制系统不易于实现.针对上述问题,考虑高速机动飞行控制实际要求,提出了一种基于有限时间时变滑模的线性变参数(LPV)控制器设计方法并应用于高超声速飞行控制.首先不考虑外界扰动,通过传统的状态反馈控制方法使系统保持稳定.然后,在扰动存在的情况下,通过选取一个特殊的滑动函数,设计有限时间时变滑模控制律.为减小系统的抖振现象,引入饱和函数来替换控制律中的符号函数.经理论推导证明了闭环系统中的所有信号都是有界的,并且可以在预定的时间内将跟踪误差控制在零点的一个很小的邻域范围内.仿真验证结果表明,高超声速飞行器机动飞行条件下的状态量可在有限时间内稳定跟踪参考指令信号,且有效地抑制了闭环系统的振荡现象,验证了本方法所设计控制器的有效性.     

高超声速巡航下动力耦合的配平设计方法

吸气式高超声速飞行器的动力因素对总体性能的影响至关重要,为了获得良好的气动、推进及其耦合下的性能,保证巡航飞行特性,必须进行布局、动力的耦合设计。文章提出了一种新的探索高超声速巡航下布局/动力耦合的配平设计方法,这在第1、2节中予以阐明。2.1小节以一种不同于X-43A所采用的方法划分了API和EPI;2.2小节最终选取压强p作为耦合动力参数;2.3小节则讨论了需要实现的耦合设计条件。第3节通过图3至图8呈现了数值模拟的结果和相应分析。3.1小节对一体化的机体/发动机组合进行马赫数Ma=6的三维流场数值模拟,其核心是确定不同迎角下维持推阻平衡所需的压强;p 3.2小节计算了不同p、α组合状态下的气动、推进特性;3.3小节则探讨了动力耦合条件下的力矩配平。最后,第4节给出了文中研究的4个初步结论。     

高超声速机的固定阶鲁棒控制器的设计

在采用现代控制理论设计方法对高超声速飞行器的控制系统的设计中,一般会生成高阶的控制器,而当对这些控制器予以实现的时候又会产生较大的不可接受的时间延迟。本文针对这个问题,应用了一种在控制器设计之前即限制控制器维数的方法来设计固定阶的H∞控制器,同时采用了一种控制器的规范实现以及同伦算法。最后,本文还设计了一种固定阶的μ控制器,它与全阶补偿器具有相似鲁棒性,但却显著地降低了控制器的复杂度。     

基于扰动预测的高超声速飞行器高精度姿态控制器设计

提供了一种在高超声速飞行器姿态运动数学模型具有强耦合、不确定性以及非线性的特点的情况下,依然能够实现对其姿态运动进行高精度控制的控制器设计方法。该方法首先采用预测滤波器对系统的不确定性进行估计和补偿,通过对系统的不确定性进行补偿,大大减小了模型误差,提高了控制精度;其次在此基础上采用反馈线性化的方法对补偿后的系统进行解耦,并对解耦后的系统设计变结构控制器。通过仿真表明文中所设计的方法确实能够实现高超声速飞行器的高精度姿态控制。     

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。     

基于稳定性判据的高超声速复合控制方法

针对传统直气复合控制系统侧喷发动机开启策略对先验数据的依赖性较强,导致鲁棒性较差的问题,提出基于稳定性判据的直气复合控制方法.根据高超声速飞行器模型推导稳定性判据,按照该判据预测飞行器的稳定状态,当飞行器即将失稳时开启侧喷发动机,及时增加直接力矩,控制飞行器稳定.该方法不依赖先验数据,可满足飞行器高马赫数下的稳定飞行和高机动性要求.通过建立全状态六自由度高超声速模型进行仿真研究,结果表明所提出的控制器具有较好的抗干扰能力,比传统控制策略鲁棒性更强.     

高超声速飞行器的非概率可靠性分析

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。     

高超声速飞行器改进自抗扰串级解耦控制器设计

针对高超声速飞行器无动力再入过程中具有强耦合、气动参数摄动及不确定性的非线性姿态模型,通过构造连续光滑扩张状态观测器及自抗扰串级解耦控制技术,设计了便于工程实际应用的高超声速飞行器自抗扰姿态控制器．通过构造qin函数实现了连续光滑扩展状态观测器的设计,可避免自抗扰控制器应用过程中的高频颤振现象．通过自抗扰串级耦合控制技...