伞翼飞行器测控一体化设计研究

针对伞翼飞行器柔性大变形、非线性控制的特殊性和复杂性问题,本文提出了一种测控一体化设计方法。将传统机载飞控中的大部分飞行控制软件移植到地面站,利用地面站的软硬件资源实现飞行控制解算,并通过测控链路,将飞控指令上传至机载飞控端。这种一体化设计方法不仅简化了机载飞控端硬件设计的难度,而且充分利用了地面站软件和硬件的能力,使飞控能力更加强大便捷。为此,本文首先建立了伞翼飞行器的六自由度动力学模型,根据水平通道和垂直通道控制的需求,分别实现了LADRC控制器,完成了测控一体化中飞控软硬件及地面站软件的研制。仿真模拟和飞行试验结果表明,所设计的测控一体化方案能够有效地实现伞翼飞行器的自主飞行控制。

基于迭代反馈调参的伞翼飞行器无模型自适应控制方法研究

针对伞翼飞行器强非线性特点,本文使用基于数据驱动的控制方法——基于迭代反馈调参的无模型自适应控制方法(IFT-MFAC)设计伞翼飞行器控制系统,该方法在构建过程中仅利用系统的输入和输出数据,不需要构建动力学模型。本文首先介绍了无模型自适应控制方法(MFAC)的构建过程,并进行了简洁的稳定性分析,然后采用迭代反馈调参方法对无模型自适应控制方法的两个步长因子进行迭代调参。为验证该方法的控制效果,对IFT-MFAC与PID控制、主动抗干扰控制(ADRC)和MFAC进行了一系列仿真对比,结果显示,IFT-MFAC控制器在复杂环境下的控制效果更好,尤其是在随机扰动环境下对折线轨迹的跟踪效果。

伞翼无人机线性自抗扰高度控制

针对伞翼无人机参数不确定性和复杂环境干扰敏感的问题,提出一种伞翼无人机线性自抗扰(Linear Active Disturbance Rejection Control,LADRC)高度控制方法。建立伞翼无人机8自由度飞行动力学模型,并引入风场和降雨模型以更加准确地模拟真实飞行环境。基于LADRC确定总体控制架构,设计线性扩张状态观测器对所有扰动进行估计,并引入误差反馈率在控制中实时补偿。使用该控制方法在多种扰动工况下进行伞翼无人机高度控制仿真实验。仿真结果表明,基于LADRC的高度控制方法能够有效克服内扰和外扰的影响,实现高精度高度控制;与传统PID控制效果相比,LADRC控制器具有更好的抗扰能力和鲁棒性。

上翼面开缝的翼伞翼型气动特性研究

翼伞在远距离滑翔和定点着陆方面的优势,使其在人员空降、装备定点空投以及航天器回收等方面的应用越来越普遍。由于必须保留足够尺寸的前缘切口用于充气,翼伞相比于普通机翼阻力更大,上翼面也更容易发生流动分离导致较早失速。文章提出一种在翼伞上翼面中后部开缝的翼伞构型,并采用计算流体力学方法对其气动特性开展了数值模拟分析。仿真结果表明,采用开缝构型能够显著提升翼伞翼型的升阻力特性,最大升力系数提高28.8%,最大升阻比提高10.8%。对开缝参数影响的初步分析表明,最大升力系数的提高幅度对开缝的宽度更敏感,合理选择较大的开缝宽度更有利于翼型最大升力系数的提高;而最大升阻比的提高幅度对开缝的位置更敏感,选择在翼型后半部分开缝更有利于最大升力系数的提高。流场分析表明,开缝构型显著减缓了翼型上表面的流动分离,同时还导致分离涡的形态也发生了变化。综上,翼伞翼型上翼面的开缝设计能够显著改善翼型的升阻力特性,文章所提出的上翼面开缝设计可以使翼伞的气动性能得到较为显著的提升。

翼面形状对翼伞气动性能的影响

为了研究不同翼面形状对翼伞气动性能的影响,文章以某型冲压翼型为对象,建立了翼伞滑翔阶段稳态绕流流场数值模型,分析了翼面后缘形状对稳态滑翔阶段翼伞流场结构及气动特性的影响,在此基础上探究了后缘前掠角大小对翼伞气动性能的影响。研究结果表明,后缘前掠型翼面的上翼面前缘压力降低,有利于减小翼面压差阻力,升阻性能最好,翼伞设计时宜采用后缘前掠型翼面设计;随着前掠角增大,升力系数和阻力系数均先减小后增加,翼伞升阻比随着前掠角增大呈现先增后减的趋势;当前掠角过大时,上翼面流动分离区变大,压差阻力增加会导致升阻比降低;综合流场结构和气动特性考虑,前掠角为6°时翼伞气动性能最优。研究成果可为高滑翔翼伞设计提供一定参考。

超大型组合翼伞与超大型连续翼伞的气动性能对比分析

随着航天回收系统应用需求越来越广,回收物质量也越来越大,对翼伞面积的要求越来越高,超大型翼伞开始受到广泛的关注,然而目前国内外对超大型翼伞的研究较少。对此,文章以超大型连续翼伞和超大型组合翼伞为研究对象,分别对其进行物理建模。采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)的方法,基于k-epsilon湍流模型,分别计算在无下拉、单侧下拉、双侧下拉时超大型连续伞和超大型组合伞的气动特性。研究发现,超大型组合伞在组合处有很明显的气流补充,可以减缓流动分离的情况,增大失速迎角,更适合大攻角的飞行任务,适用范围更广。研究成果可以为以后超大型翼伞的选型提供一定的参考。

翼伞系统两体模型雀降操纵高度的优化

为减小翼伞系统的着陆速度,提高载荷的着陆安全性,提出了最优雀降高度确定方法,并完成相对雀降高度和着陆速度影响因素及计算模型研究。首先建立了翼伞-载荷系统两体九自由度动力学模型和雀降操纵耦合气动特性模型,更真实地模拟了翼伞-载荷两体之间操纵情况下的运动性能,研究了雀降操纵下翼伞系统的速度、姿态变化,数值结果和文献规律一致,滑翔比最大误差为8.20%。其次,基于该两体模型,以最小垂直着陆速度为优化目标,采用时间二分法确定最优雀降高度,分析了雀降操纵时机对着陆速度的影响。然后,开展了不同初始工况、翼载荷、着陆海拔高度、安装角下翼伞系统最优雀降实施的仿真计算,并采用最小二乘法完成了相对雀降高度、着陆速度的公式拟合。结果表明:初始参数对相对雀降高度几乎没有影响;随着翼载荷及着陆海拔高度的升高,着陆速度及相对雀降实施高度增加;安装角对着陆速度影响不大,但安装角的增大会引起雀降实施高度增加;所提出的相对雀降高度和着陆速度计算模型与仿真结果较为符合,最大误差小于4.00%,表明该计算模型有良好的适用性。

基于LBM的翼伞伞型曲面化气动特性研究

翼伞是应用于空降空投领域的一类重要气动减速装置,该文总体目标为采用格子玻尔兹曼方法研究不同翼伞曲面化伞型的气动仿真特性。在进行与试验数据的验证后,仿真分析不同伞型的气动曲线,得到其变化趋势和系数值差异。进行详细的流动特性分析对不同伞型的气动特性差异原因,还分析气室、小孔2种气流结构对气动特性的影响。采用传统有限元方法进行补充解释分析。结果充分证明格子玻尔兹曼方法进行翼伞气动仿真的可靠性。加入曲面化的伞型其升阻特性有明显提高,同时反映出气动特性的鲁棒性。气室结构对升阻特性提高有较大影响,而小孔结构影响程度较小。上述结论对翼伞试验和仿真研究具有重要的借鉴和指导意义。

非侵入式翼伞组提带张力测量传感器的设计

实时掌握并安全稳定地测量翼伞组提带张力大小,探究组提带张力与翼伞姿态的反馈关系,对翼伞研究非常重要。为解决目前翼伞组提带张力传感器量程小、结构复杂,以及破坏组提带结构等问题,本文设计了一种体积小、易于安装和拆卸、对翼伞组提带结构无破坏的双臂梁旁压式大量程张力传感器。本文使用SolidWorks对传感器弹性体进行建模,并使用ANSYS有限元分析软件对其进行静力学分析与模态仿真分析,通过分析结果对传感器弹性体模型的结构进行调整优化,从理论上证明传感器弹性体结构设计的合理性。设计了以STM32为主控芯片的信号采集系统,完成张力信号的采集、数据处理和数据存储等功能。使用拉力机对设计的翼伞组提带张力传感器实物进行多次测试,试验结果表明所设计的张力传感器具有高结构强度、高精度、良好的线性度以及重复性,满足对翼伞组提带张力的无损测量需求。

基于原始自然算法的翼伞航迹规划研究

翼伞是一种对外部环境敏感性高的飞行器,在翼伞航迹规划中,需要考虑到风速和风向的变化以及地形高度的变化等因素来规划最优航迹。论文根据翼伞质点模型,对航迹规划中的约束进行数字化处理,包括风场、地形、威胁区、转弯半径等约束;将原始自然算法应用于翼伞航迹规划中并仿真验证了算法的合理性。相比于传统的航迹规划方法,基于原始自然算法的翼伞航迹规划技术具有更高的效率和更好的安全性,可以同时考虑多种外部因素干扰,以更好地适应不同的飞行环境。

基于双线性ADRC的翼伞系统三维航迹跟踪控制

目前翼伞系统的航迹跟踪主要针对二维路径,对于三维航迹跟踪的研究不多。针对翼伞系统6-DOF模型,采用具有天然解耦属性的自抗扰控制策略,设计一种基于双线性ADRC(B-ADRC)的三维轨迹跟踪控制方法。在水平面与纵向设计制导率与控制器,实现姿态与轨迹位置的跟踪,并对轨迹跟踪误差进行实时修正。跟踪过程中,将理想轨迹离散化获得一系列参考点,通过点切换的方式实现了复杂轨迹的跟踪。实验结果表明:所设计的双线性ADRC控制器能够实现对三维航迹的跟踪,具有良好的鲁棒性和抗干扰能力。

基于模型预测控制的翼伞航迹跟踪

翼伞是一种既可以在空中展开又可以在地面折叠的伞状装置,其具有的高度不稳定性和复杂气动特性给翼伞控制带来了很大挑战。本文提出了一种基于模型预测控制(MPC)的翼伞航迹跟踪控制方法。首先,建立了翼伞运动学和动力学模型,包括了翼伞的位置、速度、加速度等状态变量,以及翼伞运动受到的气动力和气动力矩。然后,采用模型预测控制方法,利用已知的翼伞模型和环境模型进行预测,通过优化算法计算出最优的控制输入,实现对翼伞航迹的跟踪控制。最后,通过仿真试验验证了所提出的控制方法的有效性。相比传统的翼伞跟踪方法,本文提出的方法显示出更优的跟踪性能,该方法能够有效抑制外部扰动的影响,具有良好的控制精度及鲁棒性,有一定的工程应用价值。

翼伞系统自主归航的关键技术研究综述

探究翼伞系统的建模、航迹规划和轨迹跟踪控制三项关键技术,以支撑翼伞系统的自主归航在大规模装备空投补给、运载火箭助推器回收和自然灾难救援等场合的广阔应用前景。通过调研国内外翼伞系统的发展,对其三项关键技术的基本原理、常用方法和前沿技术进行对比分析和归纳概括,重点包括翼伞系统在复杂环境下的柔性建模技术和障碍空间内的航迹规划技术以及基于智能控制策略的轨迹跟踪技术。对翼伞系统自主归航关键技术的未来发展趋势进行总结和展望,有助于对翼伞系统的自主归航研究形成总体性认知并掌握其发展动向,将对后续翼伞系统自主归航的研究具有启示作用和借鉴价值。

动力翼伞风扰补偿高度控制方法

外界风场是影响翼伞高度跟踪精度的最主要扰动因素。针对该问题,建立了动力翼伞的八自由度模型,并在传统自抗扰控制的基础上,设计一种基于风场前馈补偿的改进抗扰控制器,对外界的风场干扰进行针对性补偿,实现翼伞系统的高度跟踪控制。在通过仿真实验对控制器进行初步验证的基础上,进行了翼伞系统的实际飞行实验。在实际飞行环境下,仿真中所调节的控制器参数可直接应用于实际飞行实验,翼伞系统的平均高度跟踪误差在2.5 m以内,证明所设计的控制器存在一定的实际应用价值。

翼伞后缘偏转过程的流固耦合动力学特性

深入研究翼伞后缘偏转过程的气动与结构耦合动力学问题是解决大型翼伞精确空投系统机动转弯和雀降等操纵动作设计分析的重点内容。首先基于ALE算法和罚函数耦合方法对翼伞后缘偏转过程进行流固耦合动力学建模,之后基于结构化的ALE求解方法和瞬态非线性求解器对翼伞三维模型的单个气室后缘偏转进行仿真验证,预测了后缘偏转运动引起的周围流场流动分离现象。分别针对翼伞后缘单侧下偏和双侧下偏过程的流固耦合行为进行仿真分析,获得全时域内翼伞结构场和周围流场特性动态演化结果,以及翼伞气动性能参数时间历程曲线,发现了后缘下偏过程的操纵延迟现象。最后通过风洞试验对仿真结果进行验证,证明了方法的有效性,为大型冲压翼伞的设计和应用提供理论和技术支撑。

冲压式翼伞滑布控制开伞技术研究

为了研究滑布收口控制对冲压式翼伞开伞动载的影响,文章应用结构化任意拉格朗日-欧拉(Structured Arbitrary Lagrange-Euler,S-ALE)方法对翼伞系统在无滑布收口控制和有滑布收口控制两种情况下进行了开伞过程的流固耦合仿真计算,分析了滑布收口对翼伞开伞过程的影响。结果表明:滑布收口控制可以有效降低冲压式翼伞的充气速度、伞衣应力和开伞动载,开伞动载可以降低33%。但有滑布收口控制时,翼伞的气室饱满程度有所下降,边缘气室饱满程度的下降更明显;由于滑布在开伞过程中对翼伞前后缘伞绳受力的影响有差别,使得某些伞绳出现松弛现象,这会对冲压式翼伞俯仰稳定性有一定影响。通过研究滑布收口控制对冲压式翼伞开伞动载的影响,可以为冲压式翼伞收口技术的设计与应用提供参考。

大型动力翼伞拖曳起飞动力学研究

动力翼伞具有有效载荷大、续航时间长、安全性和可靠性高以及成本低等优点,在军用和民用领域有很大的发展潜力。文章针对动力翼伞的地面拖曳起飞过程,根据牛顿力学的基本原理,建立了动力翼伞拖曳起飞纵向动力学模型,描述了翼伞拖曳、稳定、放飞过程的运动状态,搭建了动力翼伞运动过程的仿真环境,分别模拟了拖曳过程与放飞后翼伞的运动状态。通过控制变量比较了翼伞在不同运动参数下的稳定情况,给出了动力翼伞释放的速度、角速度以及角度条件,得出了地面拖曳车辆的合理运动模式及动力翼伞释放时机,对于后续动力翼伞的工程应用具有一定的指导意义。

超大型组合翼伞开伞性能研究

为深入了解超大型组合翼伞与连续翼伞开伞过程的差异,文章通过数值模拟计算对超大型组合翼伞和连续翼伞的开伞性能进行了对比研究。首先,基于自由曲面变形(Free-Form-Deformation,FFD)理论建立了超大型翼伞的展向折叠模型,然后应用任意拉格朗日-欧拉(ArbitraryLagrange-Euler,ALE)方法对翼伞折叠模型进行了充气过程的流固耦合仿真计算。分析了超大型组合翼伞和连续翼伞充气过程中的伞衣外形、伞衣应力和气室充气规律,深入对比了超大型组合翼伞和连续翼伞的充满时间和开伞动载。研究表明,连续翼伞和组合翼伞的开伞性能差异很小,两者的充满时间相差不大,组合翼伞展开效果更好,动载之差在5%左右。与连续翼伞相比,组合翼伞更易于制造和使用。研究将为超大型翼伞的设计优化提供一定的参考。

翼伞系统在复杂环境下的组合式归航轨迹规划

在较为复杂的空投环境中进行翼伞系统归航任务时,必须考虑风场以及复杂地形的影响。针对该问题,本文将翼伞空投区域分为障碍区、过渡区以及着陆区,并提出一种基于风场下的复杂多约束条件的翼伞系统组合式航迹规划策略。在该方法中,将障碍区的复杂地形环境约束转化为实时路径约束,借助风场干扰下的翼伞系统模型,把控制量消耗最小作为目标函数并采用高斯伪谱法进行求解;为了使翼伞系统能更平滑精准地到达目标点,设立过渡区以实现翼伞系统控制量调整,并在着陆区采用分段归航的方式设计归航轨迹;最后基于改进Tent映射的混合混沌粒子群算法求解目标参数。仿真结果表明:与高斯伪谱法直接归航对比,本文方法规划出的航迹具有更好的可行性和实用性;与传统混沌粒子群算法相比,本文的改进混沌粒子群算法具有更好的收敛性,规划出的翼伞航迹具有更高的精准度。

高滑翔伞伞绳叉联结构优化设计

为获得翼伞伞绳最优叉联结构设计方案,文章提出了1种高滑翔翼伞伞绳叉联结构的优化设计方法。首先,通过计算流体力学方法进行翼伞气动分析,确定最优气动性能时对应的伞绳安装角及翼伞伞衣气动载荷;然后,通过几何分析和受力分析,建立伞绳结点处的力系平衡方程及伞绳长度几何控制方程;最后,在满足伞绳结构安全的前提下,以伞绳总长度最小为优化目标,采用基于外罚函数和Davidon-Fletcher-Powell(DFP)算法原理的优化算法获得不同约束力条件对应的翼伞伞绳叉联点位置方案。优化结果表明:与优化前叉联方案相比,该方法伞绳长度可减小9.0%,阻力系数降低8.8%。此外,通过增加伞绳受力约束,可实现翼伞滑翔性能的进一步提高。