进气道可变高超声速飞行器自适应一体化控制

使用冲压发动机的高超声速飞行器多采用乘波体构型,由于飞行包线大、飞行环境变化显著,故采用变几何进气道设计以提高不同飞行条件下的综合推进性能,这使得飞行器动力学特性变化更加复杂,飞行和推进耦合效应更加显著。在此背景下,开展变进气道高超声速飞行器动力学建模研究,分析进气道构型变化情况下的动力学特性。提出了动力学参数依赖的自适应一体化控制方法,实现飞行/推进耦合反馈控制。在飞行环境和进气道构型改变导致动力学特性变化情况下,通过实时调整控制器参数,提升指令跟踪控制品质。