组合动力飞行器模态转换段推阻匹配与控制律设计

针对组合动力飞行器在进行模态转换时,发动机推力的损失以及进气道进气时对飞行器周围气流的影响,导致飞行器本体动力学特性呈现出强烈的非线性、耦合性和模型不匹配性等问题。文中根据涡喷发动机和冲压发动机输出推力随流量变化的关系,提出一种流量分配方案补偿了发动机动力切换时的推力损失。考虑到组合动力飞行器模态转换段动力学的复杂性,采用L1鲁棒自适应控制实现飞行器的内环增稳,采用蒙特卡洛打靶方式验证控制律的鲁棒性。仿真实验证明,设计的控制律具有一定鲁棒性。

组合动力飞行器动力转换过程推阻匹配与控制

针对组合动力飞行器在动力转换过程中飞行器存在非线性、耦合性、不确定性、推力损失和大气扰动的问题,该文首先提出了一种利用模态转换参数调节规律来降低动力转换过程中飞行器的推力损失的方法。其次,采用了LQR控制方法处理飞行器本体不稳定的问题,在该过程中发现LQR在控制非线性模型时会逐渐发散。该文提出外环采用基于非线性模型的动态逆进行控制,内环采用鲁棒自适应姿态控制或自抗扰控制方法进行增稳,从而实现组合动力飞行器发动机工作模式的顺利切换。最后,对飞行器动力的转换过程进行仿真并进行蒙特卡洛测试,由仿真结果可知,该文所提出的方法能够在减小动力转换过程推力损失的基础上对飞行器姿态进行控制,并且控制系统具有较强的鲁棒性和抗侧风能力。