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.     

基于动态逆控制的高超声速飞行器飞/发一体化控制方法研究

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。     

高超声速巡航飞行器振动建模及精细姿态控制

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。     

滑翔式高超声速飞行器H_∞回路成形控制

为了解决滑翔式高超声速飞行器大攻角侧向机动时高精度高稳定性的控制要求,针对该过程中存在的多个不确定因素和控制耦合,对耦合特性进行分析,建立面向控制的滑翔式高超声速飞行器动力学模型。利用H∞回路成形设计方法设计了控制器,并提出了一种期望传递函数的选取方法。最后对所设计的控制系统进行三通道联合仿真。结果表明该控制系统满足滑翔式高超声速飞行器大攻角侧向机动的控制要求。     

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。     

面向控制的弹性高超声速飞行器建模方法研究

高超声速飞行器广泛采用升力体、乘波体等气动布局和轻质材料,导致飞行器刚体模态与弹性模态的耦合问题突出。针对该类飞行器的特点,使用有限元方法基于变截面自由梁构建高超声速飞行器的结构弹性模型,利用当地流活塞理论计算弹性变形引起的非定常气动力,然后借助均匀设计、逐步回归等统计学方法获取弹性高超声速飞行器的高精度曲线拟合模型。仿真对比分析表明,所介绍的高超声速飞行器弹性建模方法高效、可靠,其所建立的曲线拟合模型与原始物理模型的一致程度及精度均优于现有拟合模型,而所消耗的时间与计算机资源小于现有建模方法。     

吸气式高超声速飞行器控制的最新研究进展

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.     

基于高斯过程回归的空天飞行器多精度气动建模方法

为了满足空天飞行器在初步设计阶段宽速域、大空域模型的需求，将传统工程估算方法和计算流体动力学（CFD）数值模拟方法分别作为低精度和高精度气动数据来源，基于高斯过程回归模型提出独立于构型的空天飞行器气动性能多精度气动建模方法.在工程估算方法中，以面元法为基础，建立空天飞行器气动力快速估算模型.在CFD数值模拟中通过求解三维可压缩Euler方程实现空天飞行器气动高精度计算.将所提出的多精度气动建模方法应用于FTB外形的双参数气动建模问题中，通过对比分析，发现所提出的多精度气动模型的预测精度、稳定性均优于用同等数量高精度样本构建的单精度代理模型的，预测的相对误差小于1%.将多精度气动模型作为该空天飞行器再入问题气动数据来源，对比分析单、多精度建模方法对再入轨迹仿真的影响，发现所提出的空天飞行器多精度气动建模方法能够更加快速、准确地给出轨迹仿真所需的气动数据.     

高超声速环境D6AC钢结构多物理场耦合模拟

为探究热防护材料在高超声速环境下的服役行为,采用风洞试验和数值模拟方法研究了D6AC钢结构在多物理场耦合作用下的失效问题.基于高超声速气动力学、结构力学基本理论,建立高超声速D6AC钢结构的多物理场耦合理论模型,利用Navier-Stokes方程模拟得到其在不同飞行环境下的气动加热和结构响应,并对数值模拟的结果进行风洞试验验证.结果表明,风洞试验结果与数值模拟结果相吻合.气动热是导致D6AC钢结构破坏的主要因素,在三组来流条件下钢结构均发生了烧蚀现象,结构烧蚀开始时间取决于来流总温的大小.     

高超声速飞行器非对称分离动力学建模与仿真

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。     

可变弯尾飞行器气动设计研究

可变弯尾飞行器的气动方案是高超声速机动的潜在可行方案。利用内伏牛顿流理论计算分析了此类飞行器的高超声速气动特性,提出了气动设计的关键问题。采用加权多目标法和多目标遗传算法对此类飞行器进行了气动布局的优化设计,分别研究了配平务件下的升阻比和铰链力矩问题,以及铰链力矩、操纵效率与飞行器质心位置和弯尾部分长度的相互关系。研究表明,应通过合理的布局优化设计,使弯尾角等于或接近于其自由漂浮角,设计诀窍是使弯尾部分的质心及压心设计在弯尾的铰链轴上,即三心合一。合理的布局设计可以使可变弯尾飞行器具备弯尾控制效率高、升阻比大且铰链力矩小的特性。     

以RBCC为动力的巡航飞行器轨迹与质量分析

巡航飞行器正向着远程、高超声速巡航、高弹道的方向发展,RBCC(火箭基组合循环)推进系统是此类巡航飞行器的潜在动力。文中建立了以RBCC为动力的巡航飞行器的飞行轨迹和质量分析数学模型,并针对特定技术参数要求的巡航飞行器进行了求解,考虑了飞行动压和过载的限制。结果表明,当惰性质量系数有效地控制在一定范围之内时,RBCC发动机作为巡航飞行器推进系统是可行的,且飞行器具有良好的总体性能,同时有效载荷会随着惰性质量系数的减小而增加。     

吸气式高超声速技术研究进展

系统总结了中国空气动力研究与发展中心在吸气式高超声速技术研究方面取得的主要进展,包括：试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体／推进一体化飞行器。CARDC经过十多年的努力,建成和改造了三种类型的高焓设备：脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。开展了多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。通过连续式和脉冲式风洞试验结果对比,表明工作时间大于100ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在伽．6m风洞中,完成了1．5m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。同时提出了地面试验、CFD和飞行试验三者综合研究分析的重要性。     

Simulation of a vehicle hydraulic propulsion system

The characteristics of a hybrid hydraulic vehicle driven by the hydraulic common rail propulsion system with a hydraulic free-piston engine and a hydraulic transformer were studied.A mathematical model of the propulsion system was established and a control method of the propulsion system was proposed.Extensive simulation results of hybrid hydraulic vehicles with the hydraulic common rail propulsion system were presented.The hydraulic common rail propulsion system achieved the switch power control and the constant power propulsion.The control method based on the propulsion,break and speed limit requirement was verified.Our results showed that the hydraulic common rail propulsion system gained an ideal acceleration process.     

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...     

基于可学习EKF的高超声速飞行器航迹估计

临近空间高超声速目标因具有高速、大机动、全球到达的特点,已成为国防安全的一类新型威胁.此类目标具有非惯性的航迹形式、并可进行复杂的策略性机动,给其航迹估计带来了新的挑战.为应对目标的机动特性,提升航迹估计性能,将循环神经网络与扩展卡尔曼滤波深度嵌合,提出了基于可学习扩展卡尔曼滤波的航迹估计方法.首先,通过分析目标机动特性,建立了参数化的目标机动模型.然后,考虑目标复杂机动特性对航迹估计造成的影响,将循环神经网络与扩展卡尔曼滤波深度嵌合,提出了可学习扩展卡尔曼滤波方法.通过使用已有航迹数据进行训练,所嵌入的两个循环神经网络,可发现目标机动的隐含规律,并对目标复杂机动所引起参数与模型不确定性的进行在线识别与动态补偿.最后,以某临近空间高超声速目标的航迹估计为例,选取典型机动场景,对所提出方法与EKF、AEKF等传统方法进行了对比分析. 分析结果表明,所提出的可学习扩展卡尔曼滤波方法可有效应对目标复杂的机动,具有比EKF、AEKF方法更高的估计精度和更优的估计动态性能.     

Aerodynamic performances and vehicle dynamic response of high-speed trains passing each other

Railway Engineering Science - Based on the aerodynamics and vehicle dynamics, the aerodynamic performances and vehicle dynamic characteristics of two high-speed trains passing each other on the...     

基于FLUENT的移动车辆下的车桥气动特性研究

为了研究车桥系统中车辆和桥梁之间的气动影响以及车桥系统的气动特性,基于流体软件FLUENT分别建立了车辆、桥梁、车桥系统的三维分析模型,计算了侧风下移动车辆和桥梁的气动力参数.结果表明：车桥之间有明显的相互气动影响,车辆的存在使得桥梁气动力参数增大,车桥之间的气动干扰显著影响了车辆气动力参数;与静止车辆相比,移动车辆的气动力参数普遍偏大;车速与风速对车辆的气动力参数影响显著,对桥梁影响较小.     

A new concept and preliminary study of variable hypersonic inlet with fixed geometry based on shockwave control

The inlet plays a significant role in the hypersonic airbreathing propulsion. A fixed-geometry inlet is troubled by low air-capture ratio and large additional drag while operating below the design Mach number. Whereas a variable-geometry inlet can maximize performance, but adds weight and complexity to the propulsion system. Based on a fluidic shock shape control technique, this paper proposes a new concept of variable hypersonic inlet with fixed geometry, gives the realization scheme, and conducts a preliminary validation. The results show that the control of the external shock system and the effective throat area can be achieved by the self-provided high pressure fluid of the inlet. For an inlet with an operating Mach-number region of 4 to 6, the shock-on-lip condition can be maintained from Mach 5 to Mach 6 with the maximum expense of 1.8% secondary flow ratio, resulting in 20% extra captured mass flow and 8% less forebody drag at low Mach numbers compared with conventional fixed-geometry inlets. Thus, the performance enhancement by using the proposed variable inlet can substantially benefit the acceleration process of hypersonic vehicles at low Mach numbers. Supported by the National Natural Science Foundation of China (Grant No. 50776044)