折叠翼的理论建模与实验研究

折叠翼是可变体飞行器设计最有前景的方案之一.在折叠变形过程中,飞行器的气动特性以及振动特性将会发生变化.为了研究折叠翼可变体飞行器机翼的振动特性,本文设计制作了折叠板结构,介绍了建立复杂结构力学模型的方法,用力学实验得到用于离散折叠板结构的低阶模态,并且考察了系统可能存在的内共振频率.     

高超声速折叠翼展开动力学研究

折叠翼飞行器在飞行过程中通过机翼的展开与折叠,来满足不同飞行任务时的最优飞行性能.在飞行过程中,折叠翼能够顺利展开并安全锁定是折叠翼飞行器顺利完成任务的根本原因之一.因此,针对高超声速折叠翼被动展开过程,研究其精确动力学建模与仿真,优化系统参数与飞行姿态,使得折叠翼展开锁定后的冲击响应满足结构要求.首先,采用绝对节点坐标法建立柔性折叠翼的柔性多体系统动力学模型,采用活塞理论建立气动力模型,从而形成折叠翼的柔-流耦合动力学模型,并采用广义a算法求解.其次,研究被动展开扭杆参数、阻力扭簧参数与飞行姿态等对高超声速折叠翼被动展开动态过程的影响,优化系统参数,有效降低展开锁定后的冲击响应.     

基于模糊控制的高超声速飞行器二阶滑模姿态控制

考虑高超声速飞行器飞行过程中气动参数变动导致的不确定,将模糊控制与二阶滑模控制相结合,形成自适应模糊二阶滑模控制器,用于控制高超声速飞行器姿态的飞行系统中.依据奇异摄动理论,设计快速和慢速双闭环系统控制角速率和姿态角.设计二阶滑模控制器用于有效地衰减抖振,同时对姿态角指令实现准确和快速跟踪.采用自适应模糊逻辑逼近高超声速飞行器动力学和运动学模型中的不确定部分,以对控制器进行有效补偿,基于Lyapunov稳定性理论,推导模糊规则参数的自适应律,确保整个闭环控制系统的稳定.仿真结果表明,所提出的高超声速飞行器的自适应模糊滑模控制系统能够有效抑制气动参数摄动的影响,对姿态角指令有较好的跟踪性能.     

考虑输入饱和的近空间飞行器姿态容错控制

针对近空间飞行器姿态控制中出现的执行器故障,输入饱和与外部干扰等问题,设计了一种基于二阶滑模干扰观测器和辅助系统的鲁棒容错跟踪控制方法.首先,将系统不确定,外部扰动和执行器故障作为复合干扰,设计super-twisting二阶滑模干扰观测器对其进行估计.然后为解决输入饱和问题构造了辅助分析系统,并借助backstepping方法,设计姿态容错跟踪控制器.利用Lyapunov方法,严格证明了所有闭环系统信号的收敛性.最后将所设计的控制方法应用于近空间飞行器姿态控制中,仿真结果验证了该控制方法的有效性.     

基于混合粒子群算法的远程机动轨道优化设计

研究了粒子群算法在空间飞行器连续推力轨道机动最优化问题.为优化空间飞行器轨道,给出了空间飞行器轨道机动最优化控制问题模型,运动方程用地心惯性坐标系下建立;性能指标选为轨道机动过程中时间最小;控制变量为推力攻角;终端状态受到位置和速度的约束.针对粒子群算法的缺点,提出混合粒子群算法,即将全局寻优能力强的粒子群算法和局部寻优能力强的非线性规划相结合,以提高算法的搜索精度和收敛速度.并将其应用于连续推力空间飞行器轨道机动优化之中.仿真表明混合粒子群算法对于空间飞行器远程机动轨道初始参数取值不敏感,具有一定的鲁棒性,生成的轨道能够较好地满足各种约束条件,并可以应用于空间飞行器连续推力轨道最优机动问题的求解.     

适用于制导控制一体化的模糊滑模方法

为了提高打击大机动目标命中率、机动性和燃油利用率, 设计一种适用于制导控制一体化的模糊滑模方法. 建立拦截导弹制导控制一体化模型, 选取零控脱靶量作为滑模面, 将制导律嵌入控制器的设计中, 并将运动学关系与 动力学特性有机融合. 在滑模控制器中加入模糊环节, 有效克服了滑模方法的抖振问题. 目标蛇形机动的弹道仿真结果表明, 所提出方法可以有效提高系统各方面的性能.

     

基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制

针对高超声速飞行器过渡段的姿态控制问题,提出一种基于模型跟踪的自适应滑模直接力/气动力复合控制方法;该方法选择法向过载和俯仰角速率作为状态变量,实现了系统全状态反馈,在滑模控制中通过引入自适应机制克服吸气式冲压发动机不同工作状态引起的被控模型参数不确定性,利用Lyapunov理论证明了闭环系统全局渐近稳定性;不同条件下仿真结果表明,所设计方法对攻角指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性具有较好的鲁棒性.     

基于高阶滑模观测器的自适应时变滑模再入姿态控制

针对再入飞行器鲁棒姿态控制问题, 提出一种基于高阶滑模观测器的自适应时变滑模控制器设计方法. 首先, 设计了一种时变滑模面, 并在此基础上推导了相应的时变滑模控制律, 其中滑模控制中切换增益通过一种自适应算法获得, 消除了控制器设计过程中对系统不确定性上界已知的要求; 然后, 利用高阶滑模观测器对控制器设计过程中用到的姿态角导数信息进行观测, 同时能够获得系统扰动估计值, 从而构造一种基于观测器的控制器形式; 最后, 通过仿真验证了所提出的控制算法在提高再入飞行器姿态控制精度以及系统鲁棒性方面的有效性.     

基于DSP的飞行器大角度机动控制实验技术研究

讨论了空间飞行器大角度机动控制实验平台的实现方法,并给出了硬件系统原理框图和软件的设计流程图;采用变结构控制算法,设计了基于反作用飞轮的大角度姿态机动控制器,并进行了不同角度下的闭环姿态机动控制实验,实验结果验证了该实验平台设计的可行性,对空间飞行器大角度姿态机动的研究提供了一个较好的实验平台.     

基于干扰观测器的非线性不确定系统自适应滑模控制

本文研究了一类基于非线性干扰观测器的多输入多输出非线性不确定系统的边界层自适应滑模控制方法并应用于近空间飞行器高精度姿态控制.考虑系统存在不确定性和外部干扰上界未知的情况,设计了基于干扰观测器的边界层自适应滑模控制器,以消除传统滑模控制中的"抖振"现象,使跟踪误差趋近于零.同时,利用李雅普洛夫方法严格证明了闭环系统的稳定性.最后将所研究的自适应滑模控制方法,应用于某近空间飞行器的姿态控制中,仿真结果表明在不确定性和外部干扰作用下能保证姿态控制的稳定性,对参数不确定具有较好的鲁棒性.     

倾转翼飞机过渡段定高飞行控制研究

针对倾转翼飞机过渡段控制存在的时变、欠驱动、强耦合等非线性特点,采用滑模控制来对其进行控制,然后在此基础上引入RBF神经网络,利用其非线性映射能力有效解决了滑模控制中存在的误差问题,进一步改善了系统的动态性能。研究表明,采用基于RBF神经网络的滑模控制方法,可有效提高倾转翼飞机过渡段定高飞行的控制精度,同时也证明了在处理时变、欠驱动、强耦合的非线性系统时,滑模控制与神经网络结合具有其独特的优势。     

变截面Z型折叠机翼振动特性的有限元与实验分析

Z型变截面折叠机翼作为一种可变体机翼结构,不同的折叠角对机翼稳定性有着重要的影响,因此研究不同折叠角度下的特性参数对机翼动态稳定性有着重要的意义.本文首先设计加工了Z型变截面可折叠机翼结构的实验模型,通过建立与实验模型相匹配的有限元模型,仿真得到不同折叠角度下机翼的前5阶固有频率和振型,针对不同折叠角度下机翼的固有特性,通过扫频实验得到机翼前5阶固有频率和模态振型,以及横向外激励作用下三段翼的频响曲线,对比分析有限元仿真与实验结果,验证结果的可靠性,这将对机翼结构设计以及特性参数的选取提供参考依据.     

防空导弹姿态控制系统终态滑模变结构设计

针对防空导弹垂直发射姿态调转时的快速性要求,研究了快速姿态调转的控制问题.首先基于一类多输入多输出高阶非线性系统的Teminal(终态)滑模变结构控制方法,对垂直发射防空导弹的滚动和俯仰、偏航通道所呈现的非线性、强耦合性进行了分析,并设计了一种新型滑模控制器.控制器设计方案消除了滑模控制的到达阶段,系统的初始状态始终保持在滑模面上,确保了系统的全局鲁棒性和稳定性,且能在有限且可控时间内使跟踪误差趋近于零.最后通过数字仿真验证了系统在不确定因素情况下具有强鲁棒性和适应性,可用于防空导弹短时间姿态调转控制.     

Sliding Mode Observer Controller Design for a Two Dimensional Aeroelastic System with Gust Load

The aim of this paper is to develop state estimation and sliding mode control schemes for the vibration suppression of an underactuated wing aeroelastic system in the presence of a gust load disturbance. Ignoring structural elastic deformation and using the concentrated elastic system (spring) to simulate the overall elastic deformation, this aeroelastic model consists of a straight wing and spring system, describing flap and pitch freedoms. The corresponding dynamic motion equation is established using the Lagrange method, and the gust is modeled as a typical “1‐cosine” gust. The aerodynamic lift and moment on the wing are computed by strip theory. The open loop system exhibits the limit cycle oscillations (LCOs) at a certain freestream velocity. The objective is to design a control system for suppressing the LCOs. For the purpose of control, a single trailing‐edge control surface is used. It is assumed that only the pitch angle is measured and the remaining state variables needed for full state feedback are estimated by the designed observer. Then an integral sliding surface is put forward on the estimation space; a new continuous reaching law is proposed to reduce the chattering phenomena. The finite‐time reachability of the predesigned sliding surface is proved and guaranteed by the designed sliding mode control law. The sufficient condition for the asymptotic stability of the closed‐loop system composed of the sliding mode dynamics and the error dynamical system is derived in terms of linear matrix inequality (LMI). The effectiveness of the proposed strategy is finally demonstrated by simulation results.     

基于改进扩展状态观测器的液压锚杆钻机滑模摆角控制

液压锚杆钻机摆角系统固有的死区、干扰和时变参数严重影响其动态和稳态性能. 为解决该问题, 通过融合动态面方法、滑模方法和扩展状态观测器, 提出一种基于改进非线性扩展状态观测器的液压锚杆钻机自适应滑模摆角控制方法. 首先, 引入一种死区补偿方法, 建立摆角系统的死区补偿模型. 其次, 为提高系统的抗扰动能力和抑制噪声, 设计一种改进的非线性扩展状态观测器. 此外, 构造一种自适应滑模控制律, 这其中, 基于性能函数和动态面方法设计一种新型的滑模面, 以提高控制精度; 随后, 设计一种新的滑模趋近律, 以提高系统滑模响应速度和消除滑模抖振. 进一步, 分别设计估计误差自适应律和参数自适应律以补偿扰动估计误差和抑制时变参数的影响. 最后, 通过将所提出的控制方法与8种控制方法进行比较, 验证其有效性.     

牵引车–飞机系统的自适应滑模变结构控制

将自动转向技术应用于牵引车–飞机系统, 并以侧偏位移和相对横摆角作为反馈, 提出一种牵引车四轮主动转向控制策略. 重点考虑牵引车和飞机的侧向和横摆运动, 建立含铰接角在内的牵引车–飞机系统非线性动力学模型. 将牵引车和飞机的轮胎侧偏刚度视为有界的不确定性参数, 将侧向风等因素视为未知的外在扰动, 采用自适应滑模变结构控制方法设计牵引车转向角控制器. 仿真结果表明, 设计出的前、后轮转向控制器能使控制系统同时获得很好的轨迹跟踪性和操纵稳定性, 并且能够有效的克服参数摄动和外界干扰对系统操作性的影响.     

基于三支决策的飞机空战机动决策方法

为了提高战斗机在信息不充足条件下的机动决策能力,提出一种基于三支决策的飞机空战机动决策方法.首先,使用三支决策意图识别模型对目标意图进行识别;其次,将目标的作战意图因素引入到威胁评估中后,结合目标的威胁程度,提出基于三支决策的机动决策权重因子动态调整法;最后,使用模糊逻辑构建机动决策因子评价函数,并利用权值动态调整策略...     

基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统

传统飞机飞行姿态滑膜控制系统,存在飞机飞行姿态自适应系数稳定性差的问题,在控制过程中会受到多重因素影响,导致飞行姿态可控误差系数增大,需要辅助控制系统修正才能完成飞行姿态的控制操作;针对上述问题,提出基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统;系统硬件基于PID自适应滑模控制器,对飞机飞行姿态控制器进行结构设计;软件部分通过引入自适应滑模控制策略,对PID控制器姿态控制变量进行适配;引入AFSMC算法计算姿态控制器当前时间点下的运动控制方程,得到飞行姿态自适应滑模控制的最优量,完成基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统设计;实验结果表明,所设计系统能够在不同飞行工况下,对飞机飞行姿态作出准确控制,系统的整体控制精度范围为90%~97.4%,飞机飞行控制稳定性较好,有效提升了系统对飞机飞行姿态的控制准确度。     

重力梯度卫星大角度姿态机动的变结构控制

针对重力梯度稳定小卫星的大角度姿态机动问题,采用四元数来描述卫星的姿态,通过选择一类滑动流形,设计了变结构控制律,得到了在大角度姿态机动中卫星的姿态角、姿态角速度以及三个反作用飞轮转速的变化规律.理论分析和数值仿真都表明了该控制律具有渐近稳定性和鲁棒性.     

基于非线性干扰观测器的飞机全电刹车系统滑模控制设计

飞机防滑刹车具有典型的强非线性、强耦合和参数时变等特点, 并且跑道环境的干扰容易对飞机的地面滑跑性能造成不利影响. 本文提出了一种基于非线性干扰观测器的飞机全电防滑刹车系统滑模控制设计方法. 首先, 考虑了实际刹车不确定性干扰条件下的防滑刹车动力学建模问题, 通过对高阶非线性刹车系统进行反馈线性化处理, 简化了基于严格反馈的模型. 其次, 基于对主轮打滑原因的深入分析, 设计了非线性干扰观测器对干扰进行在线估计, 并在控制律设计中引入补偿部分. 通过构造递归结构的快速终端滑模控制器来跟踪实时变化的最佳滑移率并建立稳定性条件, 实现了飞机全电防滑刹车系统的有限时间快速稳定并有效抑制了主轮锁定打滑. 通过在不同跑道状态下进行模拟仿真, 验证了本文提出的飞机防滑刹车控制策略可以有效地提高刹车效率.