针对高超声速飞行器的非线性动态逆最优控制

高超声速飞行器具有高度非线性,并且输入输出之间存有耦合.传统控制方案中的线性化处理方法有严重的局限性.采用状态反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化,并结合最优控制理论设计控制系统,以求提供满意的非线性解耦控制能力,维持良好的纵向稳定性能.基于某常用的高超声速飞行器模型的仿真研究表明该方案能够使飞行器有效...     

高超声速技术验证飞行器HTV-2综述

HTV-2是美国空军重点发展的高超声速技术验证飞行器,尽管其两次飞行试验均以失败告终,但对美国发展高超声速技术及未来的高超声速巡航飞行器具有重要意义.文中从发展背景、气动特性和主要研究工作等方面对高超声速技术验证飞行器HTV-2作了较为详细的介绍,并对高超声速技术的发展方向和研究方法进行了分析.     

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.     

吸气式高超声速飞行动力学建模与分析

针对吸气式高超声速飞行器纵向动态特性问题,首先建立高超声速气动力/推进系统一体化模型和飞行器纵向运动方程;其次导出纵向扰动运动方程,并验证小扰动线性化的合理性;最后通过时频域分析纵向自由扰动运动特性及高度和黏性对动态特性的影响。研究结果表明:吸气式高超声速纵向自由扰动运动可分为短周期姿态与长周期轨迹运动两个阶段,飞行动态特性分析与综合可忽略高度偏量的影响,只需对短周期运动的典型二阶系统进行研究;高度对短周期姿态基本无影响、对长周期轨迹影响很大。     

高超声速飞行器机动航迹优化

用遗传算法优化了高超声速飞行器机动飞行的航迹.建立威胁模型,鉴于高超声速飞行器特性,优化中考虑了飞行器的过载和气动加热.将最优控制问题转化为参数优化问题后,用遗传算法对机动飞行航迹进行了优化,仿真结果表明,该方法优化生成的航迹自动避开威胁,满足了飞行器机动飞行的要求.     

基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究

基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性.     

法国的LEA飞行试验计划

介绍了法国航空航天研究院和MBDA公司于2003年初启动的一项高超声速飞行器计划--LEA.该计划旨在开发一种利用地面试验和数字仿真进行高超声速飞行器研发的方法,开发相应的数字或试验工具,并通过飞行试验对研发方法进行验证.对该计划的试验原理及进展状况进行了详细介绍.     

基于信杂比的高超声速飞行器红外探测谱段分析

以典型吸气巡航式和助推滑翔式两类高超声速飞行器为研究对象,采用纳维-斯托克斯(Navier-Stokes,N-S)方程和流固耦合模型计算流场分布,采用逆向蒙特卡罗方法计算高超声速飞行器本体光谱辐射特性;进一步考虑探测场景中的海面背景和临边大气背景辐射特性以及大气传输特性,基于探测信杂比分析高超声速飞行器的最优红外探测谱段。分析结果表明:在采用对地模式探测吸气巡航式高超声速飞行器时,建议选择(2.5~3.1)μm、(4.2~4.4)μm、(5.2~7.8)μm 谱段;在采用临边模式探测吸气巡航式高超声速飞行器时,建议选择(3~5)μm 谱段;在采用对地模式探测助推滑翔式高超声速飞行器时,建议选择(2.5~3.2)μm、(4.2~4.6)μm、(5.4~7.5)μm 谱段;在采用临边模式探测助推滑翔式高超声速飞行器时,建议选择(2.7~5.0)μm 谱段。     

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。