飞翼无人机非线性控制设计方法

为实现飞翼无人机的机动飞行,以带有流体矢量方向舵的飞翼无人机为设计对象,采用非线性设计方法设计了控制器,并进行飞行验证.针对飞翼无人机的机动飞行控制存在各种耦合和扰动的特点,设计内环线性化解耦以消除已知不利的耦合项,外环反步跟踪方法进行航迹跟踪的控制律结构,证明了该控制结构的稳定性.同传统反步控制方法相比,该控制器增加了内环解耦结构,并在控制结构中保留气动阻尼项,使得线性化后的系统为弱非线性系统.该结构不仅可以降低外环控制器设计的保守性,而且便于工程实现.仿真和飞行试验表明,该控制方案是有效的.     

基于纵向直接力控制的飞翼布局无人机紊流减缓

飞翼布局无人机在大气紊流中飞行会受到较大的紊流载荷,而受限于自身构型和舵面配置,无法采用传统控制方案进行紊流载荷减缓。分析了飞翼布局无人机的舵面气动特性,提出一种多组舵面配合产生纵向直接控制力的垂直紊流减缓方案,并采用自抗扰控制技术设计了非线性控制器,在线估计系统误差和紊流扰动,并进行补偿控制。仿真结果表明:飞翼布局无人机采用直接力控制方案,并加入该非线性控制器后,能显著减缓在大气紊流中飞行中的法向过载,同时保证姿态和航迹稳定。     

利用螺旋桨动力配平的飞翼布局无人机

静稳定的固定翼飞机纵向稳定性与飞行性能对飞机布局的要求往往相矛盾,这个矛盾对飞翼布局飞机的影响尤其显著,这导致飞翼布局的飞行性能一定程度上被降低。针对这个问题,提出了采用螺旋桨动力参与纵向配平的飞翼布局无人机。提出的飞翼布局无人机使用正弯度翼型改善升阻特性,利用外洗和螺旋桨动力实现无人机纵向配平。利用CMARC面元法和粘性阻力修正进行气动力计算和稳定性分析,在失速范围内,其计算结果与风洞实验结果吻合较好。研究了动力系统螺旋桨和电机的匹配,同时考虑到不同任务段功率需求不同,建立了动力系统效率计算模型并融入到总体设计中。基于遗传算法对有无动力配平的飞翼布局无人机总体参数进行了优化,优化结果表明:采用螺旋桨动力配平可以部分地替代升降副翼进行纵向配平,一方面提升了无人机最大可用升力系数,增大了无人机翼载荷,在保持翼展固定的条件下增大了无人机展弦比,另一方面减小采用正弯度翼型飞翼布局无人机的后掠角和外洗,改善无人机展向升力分布,二者共同作用下提高无人机升阻比,提升了无人机的航时。最后探讨了总体参数对螺旋桨动力配平布局无人机性能的影响,为此类无人机设计提供了一定的指导意义。     

飞翼布局无人机重构控制方法研究

飞翼布局无人机飞行空域大、飞行条件复杂、动压变化剧烈,尤其是在空战过程中,容易受到战斗损伤,发生部件故障,导致飞行品质下降甚至坠机。如何设计一种自修复飞行控制系统,使无人机在复杂飞行条件下,仍具有满意的飞行性能和操纵品质,并且在发生故障（舵面浮松、卡死和损伤等故障）时,仍然能够在线重构控制律,就显得非常有必要。本文结合国内外发展状况,对几种飞翼的重构控制方法进行了介绍和评述,对从事该领域的研究人员有一定的参考价值。     

飞翼布局无人机二阶滑模姿态跟踪鲁棒控制

针对飞翼布局无人机受扰姿态控制问题,提出一种二阶滑模姿态跟踪鲁棒控制方案。基于时标分离特性,将飞翼布局无人机姿态控制系统分为内外回路进行设计。外回路采用自适应二阶终端滑模控制器,利用自适应算法调节切换增益抑制复合干扰对系统性能的影响,同时二阶终端滑模将不连续的符号函数加在控制量的导数上,通过积分得到连续的滑模控制律,从而有效地消除了常规滑模控制器的抖振。内回路采用基于自适应super twisting滑模观测器的积分滑模控制器,设计自适应super twisting滑模观测器以实现对内回路复合干扰的估计和补偿。最后通过控制分配环节将控制力矩分配到舵面上,仿真结果验证了所提方案的有效性。     

典型场景下飞翼布局无人机综合隐身能力分析

为了全面、客观分析飞翼布局无人机在实战中的隐身效果,对飞翼布局无人机的单双站RCS,以及侧向、径向和跨站飞行三种飞行模式,从静态、动态RCS特性和单双站的最大探测距离等方面进行综合隐身能力分析.分析结果表明,飞翼布局无人机侧向飞行时,双站雷达探测并不一定比单站雷达优;径向飞行时,双站雷达对飞翼布局无人机的探测能力较单站雷达更优,隐身材料能显著降低被探测概率;在跨站飞行模式下,单站雷达对其尾部探测效果较好,双站雷达对双站之间的区域探测性能较好,隐身材料对雷达探测率降低效果不明显.这为改进隐身结构设计、综合隐身和优化雷达预警探测系统布局提供可靠有力的技术支撑.     

飞翼无人机保形非对称尾喷管设计与流场特性

基于飞翼布局无人机隐身与保形设计要求,设计了不同面积比的四边形和圆矩形2类非对称尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机内外流耦合流动进行了计算分析,获得了无人机全机纵向气动性能与尾喷管三维流场特性。结果表明:保形非对称尾喷管可用于改善飞翼无人机的纵向力矩特性,且圆矩形喷管升阻特性和力矩特性比四边形喷管更优;收敛型喷管(面积比Ar≤1.0)无法在设计点(发动机喷口)而是在尾喷管出口处形成喉道,并在喉道处形成强激波阻滞喷流排出;随着面积比增大,轴向推力系数先增大后减小,存在最佳面积比,而且相同面积比下圆矩形喷管比四边形喷管推力性能更佳;扩张型喷管内激波的强度随着面积比增大变得更强,圆矩形喷管结尾处的激波角比四边形喷管小,喷流阻滞作用更小;对于此类飞翼布局无人机采用面积比为1.2~1.4的圆矩形喷管,将获得较理想的气动性能。     

飞翼类特殊布局无人机气动力设计研究

文章针对飞翼布局无人机的气动力设计特点,结合某特殊布局方案开展翼型/机翼气动力设计研究。根据文中提出的无尾飞翼布局无人机气动力设计原则,基于CFD方法完成了相应的气动力设计任务。风洞验证试验表明,气动力设计过程所采用的CFD方法是可靠的,文中所采取的设计思路合理有效。文中设计经验表明,合理的设计思路与可靠的CFD分析工具是成功实现气动力设计任务的有力保障。     

飞翼布局无人机反步L2增益纵向着陆鲁棒控制

针对存在干扰的飞翼布局无人机纵向着陆控制问题,提出一种基于super twisting滑模干扰观测器与跟踪微分器的反步L_2增益鲁棒控制方案.为解决反步控制虚拟控制量求导复杂的问题,设计了跟踪微分器对虚拟控制量进行求导,同时综合采用super twisting滑模干扰观测器和L_2增益鲁棒项增强了控制系统的鲁棒性.仿真结果表明,无人机高度、空速都跟踪上控制指令,垂直接地速度在允许的范围内,与传统的PID着陆控制方案相比具有更好的着陆控制性能.     

隐身反设计下飞翼布局气动与隐身综合设计

为同时获得良好的气动和隐身性能,基于双发动机布局下飞翼无人机大鼓包式机身,采用隐身反设计思路,开展了飞翼布局气动与隐身综合设计与分析研究,提出了一种减小翼型前缘半径的机身前缘类"鹰嘴"形飞翼布局优化构型.分别采用CFD(计算流体力学)方法对M6机翼进行气动数值模拟方法验证,以及基于FEKO软件中MLFMM(多层快速多极子方法)和PO(物理光学法)对圆柱体和某飞翼布局缩比模型进行隐身数值计算方法验证,并利用该方法获得了飞翼布局无人机气动与隐身综合特性.结果表明:建立的气动与隐身数值模拟方法计算结果与实验吻合较好,数值计算方法是可靠的;基于隐身反设计思路构建的机身前缘类"鹰嘴"形飞翼布局设计不仅纵向气动特性略微提升,且前向(-25°~25°)隐身性能明显提高,充分表明了隐身反设计思路的有效性;前缘类"鹰嘴"形设计主要影响机身表面压力分布,并有助于提升升阻特性;前缘类"鹰嘴"形设计比传统钝形前缘设计在不同频率和不同滚转角下隐身特性均有所提高.     

飞翼布局矢量推力无人机容错控制研究

飞翼布局无人机利用多组气动舵面产生所需要的控制力和力矩,属于典型的过驱动系统;多组操纵舵面赋予其较高冗余配置的同时也使舵面故障率成倍增加。对横航向静不稳定的飞翼无人机而言,操纵面故障带来的力矩失衡会严重影响飞行安全,故以升降、方向舵损伤故障为例,提出一种气动为主,矢量推力为辅的控制分配方法;利用二元矢量偏转机构产生矢量推力,补偿损伤执行机构舵效,释放舵面控制裕度,恢复飞机操纵性;在气动舵面损伤的故障下,实现无人机的稳定控制。     

飞翼无人机嗡鸣气动弹性响应分析

提出一种嗡鸣响应分析的CFD/CSD耦合方法,并采用气动结构松耦合技术研究了无尾飞翼无人机的方向舵嗡鸣响应及其引起的副翼、升降舵及襟翼的振动时域响应特性。首先建立较为详细的无尾飞翼无人机结构模型和气动模型,基于雷诺平均的N-S方程建立流体控制方程和结构动力学方程的耦合求解技术;气动与结构耦合交界面精确匹配,并选取三维插值技术进行耦合界面结构变形位移与气动力载荷数据的传递;基于LU-SGS子迭代的时间推进技术和HLLEW的空间离散方法进行气动载荷的计算,湍流模型采用SST湍流模型;其中气动动网格变形技术采用非结构动网格,动网格更新技术采用弹簧近似光滑和局部网格重构组合方法。首先进行飞翼无人机气动弹性响应特性分析,验证松耦合技术的合理性并为方向舵偏转引起的嗡鸣响应分析提供参考;其次在方向舵嗡鸣响应分析时在方向舵转轴端部设置方向舵偏转运动的约束,基于提出的气动结构松耦合方法计算无尾飞翼无人机方向舵偏转引起的方向舵嗡鸣和全机的方向舵、副翼、升降舵及襟翼振动的时域响应;并研究了旋转角频率和飞行高度参数变化对飞翼无人机全机振动响应的影响。研究结果表明旋转角频率对方向舵的偏转响应和副翼、升降舵及襟翼的振动响应频率影响较大;而飞行高度对嗡鸣气弹响应频率并没有影响;且方向舵是振动位移和结构变形的危险区域,研究方法及内容可为飞翼无人机工程振动分析提供参考。     

基于反步法的弹性飞翼无人机抗干扰L2增益姿态控制设计

针对存在非线性、强耦合、参数不确定性及外部扰动的大展弦飞翼布局无人机的刚/弹耦合动力学模型,研究了一种基于反步法的弹性飞翼无人机抗干扰补偿L2增益姿态控制方法。首先,基于李雅普洛夫稳定理论,利用指令滤波反步方法设计实际控制量和虚拟控制量,并在反馈中采用自抗扰非线性增益函数提高系统的鲁棒性和动态特性;其次,利用二阶滑模干扰观测器估计系统复合干扰和补偿;最后,引入L2鲁棒项抑制干扰观测器的估计误差对控制精度带来的影响,使得系统满足耗散不等式,闭环系统跟踪误差最终有界稳定。仿真结果表明,该控制方法对模型不确定性、气动弹性、阵风及外扰等影响具有鲁棒性,能够实现高精度的姿态跟踪控制。     

飞翼无人机保形进排气系统动力数值模拟与流场特性分析

利用计算流体力学(CFD)方法,分别针对保形进气道和膨胀尾喷管风洞试验模型进行数值模拟,验证了模拟进排气动力边界条件的可靠性。再基于飞翼布局无人机双发动机布局下隐身与保形设计要求,设计了矩形进气口S弯进气道和圆矩形喷口尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机进排气系统进行了计算分析,获得了无人机全机气动性能及进排气三维流场特性。研究表明:1进排气使得飞翼无人机升阻特性有所下降,但低马赫数(0.5,0.6)下能改善无人机俯仰力矩特性;2随着马赫数增加,进气道总压恢复系数减小且畸变指数增加,而尾喷管轴向推力系数则升高,且推力性能保持较好;高马赫数(0.7)下进气道特性下降较快,设计时应多考虑飞行包线右边界;3侧滑角对于进气道性能影响较大,而尾喷管推力性能受侧滑角影响较小,设计时应多考虑进气道侧滑影响。     

封面图片说明

<正>封面图片来自本期论文"隐身反设计下飞翼布局气动与隐身综合设计",是西北工业大学航空学院无人机特种技术研究团队研制的大展弦比飞翼布局设计过程及气动与隐身综合特性的示意图.飞翼布局具有显著的高气动效率和高隐身性能,能够提高突防能力并获取空中优势,逐渐成为各国武器装备发展的重点之一.如图中所示,传统的翼型前缘设计时,为了在前缘流动加速缓和,逆压梯度更小,保持在     

分布式推进系统对太阳能无人机横航向飞行品质的影响研究

文章根据太阳能无人机推进系统的特点,建立了电机螺旋桨的数学模型。通过分析系统产生的推力随飞行状态的变化关系,以及推进系统在大展弦比飞翼式太阳能无人机上的分布,采用线性化方法,计算了分布式的推进系统对高空长航时太阳能无人机飞行品质的影响。研究了分布式推进系统分布位置、控制方式等与无人机飞行品质之间的关系。从飞行品质要求和推进系统的整体效率出发,对各推进系统的参数进行了选取,最后通过非线性模型对分析结果进行了仿真验证。     

基于terminal滑模与控制分配的飞翼布局无人机姿态控制

对于风场扰动中的飞翼布局无人机,需要考虑模型参数不确定和外界干扰对姿态控制的影响,以及解决操纵面冗余、附加力效应显著、多轴操纵耦合、舵效非线性等特殊问题。采用基于扩张状态观测器的terminal滑模和多目标非线性控制分配对姿态角的跟踪控制问题进行了研究,将扩张状态观测器与基于饱和函数的terminal滑模控制器相结合,在名义滑模控制律的基础上采用扩张状态观测器实现对干扰的估计和补偿,有效提高了系统的鲁棒性和控制精度,并且充分利用冗余操纵面,根据飞行任务需求,实现对多种目标综合权衡的非线性控制分配。     

新型飞翼无人机亮相波兰航展

多架新型无人机在波兰基尔举行的国际防务工业展览会（MSPO）上亮相．其中包括2架飞翼无人机系统。 其中．由波兰Pimco公司设计的无人机．最大起飞重量为7千克．设计巡航速度为60千米/小时～120千米／小时．使用高度为3000米．续航时间为1．5小时．     

阻力方向舵在飞翼式高空长航时无人机中的应用

根据飞翼式高空长航时无人机的风洞实验结果,分析了全机尤其是阻力方向舵的气动和操稳特性,据此采用经典方法设计了阻力方向舵的控制律,提出用阻力方向舵进行航向控制和速度控制的方案,并指出由于存在操纵耦合,有必要进行阻力方向舵和升降舵交联控制。非线性飞行仿真结果表明,阻力方向舵具有满意的航向和速度操纵能力,采用交联控制后速度响应更平稳,并可减小33的高度偏差和56的俯仰角偏差。     

基于伴随方法的飞翼布局多目标气动优化设计

针对飞翼布局气动设计中的多目标多约束设计问题,开展了基于伴随方法的气动优化设计研究。构建合理的统一目标函数,并根据伴随方法基本原理推导了相应的伴随方程边界条件及梯度求解方程,采用N-S方程和伴随气动优化设计方法,进行了2种不同展弦比飞翼布局的跨声速减阻优化设计,优化结果表明:在满足气动、几何约束的前提下,飞翼布局跨声速激波阻力被很大程度削弱,证明了所发展的方法在飞翼布局多目标多约束气动设计上具有较高的优化效率和良好的优化效果。