基于平衡理论的大柔性飞行器模型降阶

为了降低大柔性飞行器模型的分析与计算难度,采用了基于平衡实现的降阶方法对某大柔性飞行器模型进行简化,并利用基于平均速度的状态空间Newmark法进行数值运算,得出了降阶模型与原系统的输出响应曲线。仿真结果表明,降阶模型能够较好地反映原系统的响应特性,这为大柔性飞行器模型的控制器设计提供了参考。

大柔性飞行器的低阶建模方法及仿真分析

大柔性飞行器模型采用有限元思路建模往往造成阶次较高,模型复杂等问题,不利于进行系统研究以及飞行控制一体化设计。文章基于常规刚柔解耦思路,建立了面向控制的大柔性飞行器低阶简化模型,用以对飞行控制进行研究,探索刚柔特性对飞行稳定性和控制设计的影响。通过仿真软件Matlab对建立的非线性大柔性飞行器模型运动特性进行分析。最终,得出了不同刚度条件下的仿真曲线,从而验证了模型正确性和可行性,为后续控制设计提供了实现基础。

引入角加速度测量的柔性飞行器姿态控制方法

讨论大气层外细长型柔性飞行器的姿态控制问题,该问题的本质是在测量器件附加柔性影响的情况下控制刚体姿态跟踪指令。提出动态面姿态控制方法,以实现姿态指令跟踪。建立柔性形变的2阶动态模型,结合刚体角速度与柔性形变的关系建立非线性模型并设计卡尔曼滤波器。针对轨控发动机质心偏移等因素产生的干扰力矩,引入角加速度计的测量,经过陷波滤波器处理后得到各轴向的估计力矩,将其作为卡尔曼滤波器的输入。仿真结果表明,对于柔性飞行器,采用所提出的状态估计及控制方法,可以保证姿态跟踪误差在0.5°以内。

大柔性飞行器的自适应姿态控制设计

研究系统存在不确定性的大柔性飞行器的姿态跟踪控制问题.针对高阶大柔性飞行器模型,使用平衡实现方法对其降阶,并通过奇异值对比分析系统降阶前后特性.基于降阶模型,设计LQR-PI控制器作为基线控制器.考虑不确定性,利用李雅普诺夫稳定性理论设计模型参考自适应控制器,并对比两种方法的控制效果.仿真结果显示,所提方案对包含不确定性的系统具有较好的控制效果,能使系统完成期望的姿态跟踪目标.

阵风扰动下大柔性飞行器姿态跟踪控制设计

大柔性飞行器是一类高空长航时飞行器,机翼展弦比大、柔性程度大。文中首先对非线性的大柔性飞行器模型进行线性化与降阶,之后对得到的模型进行模型参考自适应控制器的设计。在设计模型参考自适应控制律之前,首先设计线性二次型调节器(LQR)控制器,接着考虑不确定性,在LQR控制器的基础上,构造参考模型,设计模型参考自适应控制律。仿真结果显示,在阵风扰动下,模型参考自适应控制器能良好地跟踪俯仰角。

柔性飞行器飞行动力学与结构动力学耦合分析方法

柔性飞行器的刚体运动和弹性变形相互之间存在耦合影响。为实现柔性飞行器的运动和结构内力的耦合求解,利用Lagrange方程推导柔性飞行器的刚体运动弹性变形耦合方程,其中弹性变形部分利用柔性体的弹性模态来描述;通过算例研究柔性对飞行器运动轨迹和姿态的影响以及刚体运动对结构内力的影响,验证了刚体运动方程和结构动力学方程耦合求解的必要性。

临近空间柔性飞行器输出反馈控制方法研究

柔性飞行器(Flexible Flying Wing Aircraft,FFWA)因具有高升力系数、低阻力系数等优点而受到广泛关注。受到结构动力学和刚体动力学的耦合作用,飞行器容易发生弹性形变,给柔性飞行器的建模造成困难,也给控制系统的设计带来挑战。为此,针对飞翼布局柔性飞行器模型,研究了一种自适应输出反馈控制方法,并在飞翼布局柔性飞行器上进行仿真验证。首先,搭建飞翼布局柔性飞行器纵向动力学模型,并进行配平;然后,对非线性纵向动力学模型线性化得到线性飞行器模型;然后,设计包括基于观测器的基线设计和基于修正闭环参考模型的参数自适应在内的自适应输出反馈控制器,总体上保证了存在不确定参数时的稳定性和跟踪性能;最后,验证了输出反馈控制器在加入修正闭环参考模型时的优越性能。仿真结果表明,运用输出反馈控制能够很好地处理飞行器模型存在不确定参数的问题,并且加入修正闭环参考模型能够提高控制器的参数自适应性能。

推力协同的大柔性飞行器纵向姿态控制

为了研究大柔性飞行器飞行/结构耦合动力学特性,提出了改进的面向控制的大柔性飞行器多体模型,开展了大柔性飞行器纵向动力学耦合特性分析与推力协同下纵向姿态控制律设计。采用二面角动态近似描述大柔性飞行器结构动力学特征,并推导了纵向耦合动力学模型。根据改进模型在配平点处的线性化模型,分析了飞行/结构耦合系统的纵向稳定性与结构变形量之间的关系。针对大柔性飞行器姿态稳定与跟踪,设计了纵向姿态控制器。与常规飞行器相比,大柔性飞行器飞行过程中会发生大变形,当载荷较大时,配平构型近似"U"形,此时纵向动力学具有长周期不稳定的特征。分析结果表明:大柔性飞行器各模态之间的耦合程度随着变形的增大而增大。此外,纵向姿态控制需要升降舵与推力协同控制速度和俯仰角并且考虑结构动力学的影响,否则飞行/结构的耦合作用会导致姿态跟踪误差衰减缓慢甚至发散。

柔性翼飞行器现状及关键技术分析

柔性翼飞行器由柔性翼衍生而来,根据其机翼类型不同可分为充气式和伞翼式。为了研究两类飞行器在工程应用中的实现难度与成本代价,在充分调研两类飞行器的发展及现状的基础上,详细分析了两类飞行器设计过程和工程实现过程,梳理了多个型号柔性翼飞行器的重要技术指标,并根据制作工艺及应用情况提炼了两类飞行器在翼面材料、充气与控制方面等影响柔性翼性能的关键技术。并从工作原理、实现难度及效费比等对比分析了两类柔性翼飞行器的优缺点,指出充气式飞行器由于翼面材料、充气系统及密封性要求,设计难度与实现难度大,但充气环节迅速且稳定;而伞翼式飞行器由于伞绳传递控制,控制精度及执行效率较充气式低。最后归纳总结了两类飞行器的特点,对柔性翼飞行器的工程设计及工程研制提供了参考。

一种机器人化飞行器柔性工装系统研究

提出了一种机器人化飞行器柔性工装系统,该系统通过双机器人的协同工作实现支撑点阵的X、Y轴定位,精简了全数字化柔性工装的机械结构,提高了飞行器大型薄壁曲面工件的支撑密度,有效减小了工件在加工中的受力变形。介绍了该系统的总体方案及工作原理,并对系统控制结构进行了分析,提出了一种混合式递阶控制结构。此外,详细阐述了控制系统的硬软件设计。

飞行器柔性工艺装备的机器人协调操作技术研究

针对开发飞行器柔性工艺装备的需要,对支撑阵列驱动方法进行了研究,提出了一种采用机器人协调操作技术来实现支撑阵列X、Y坐标定位的方案。针对双机器人同步运动控制,采用交叉耦合控制算法,对双机器人之间同步误差进行实时补偿。此外,鉴于双机器人工作区域存在重叠区,提出了一种通过调整速度分布来实现双机器人避碰的方法。实验表明,采用的交叉耦合控制算法和避碰算法在双机器人协调工作中取得了良好效果,保证了飞行器柔性工艺装备支撑阵列较高的定位精度。

柔性-刚性混合翼微型飞行器研究

微型飞行器是目前航空领域一个新的研究和发展方向。文章在刚性翼微型飞行器研究基础上,结合仿生柔性翼的研究,首次提出了一种柔性-刚性混合翼微型飞行器的新概念布局型式,并对其进行了详细的总体布局及参数设计。通过风洞试验对原理样机的气动特性进行了分析,对其操稳特性和抗风性能进行了初步的飞行试验研究。研究表明:文中提出的柔性-刚性混合翼布局微型飞行器具有良好的气动特性和抗风性能,为微型飞行器的设计提供了有益的参考。

多控制面柔性翼飞行器阵风减缓研究

小型柔性翼飞行器遭遇较强阵风时会引起姿态和质心加速度的剧烈变化,并诱发柔性机翼的弹性运动,甚至导致失稳.柔性翼飞行器的阵风减缓控制需要同时考虑刚体自由度和弹性自由度.基于最小状态法,将频域非定常气动力转化成时域状态空间形式.推导了离散阵风和连续紊流扰动下,柔性翼飞行器的纵向状态空间方程.采用预测控制方法设计了阵风减缓控制器,提出了多控制面控制分配策略,解决了强阵风扰动下独立控制面控制力不足的问题.仿真结果表明,模型预测控制能够有效减缓离散阵风和连续阵风扰动下飞行器的结构载荷,稳定刚体运动和弹性运动,其控制效果优于线性二次高斯(LQG)控制.

柔性翼飞行器动力学建模与循环求解仿真方法

针对刚体飞行动力学难以描述柔性翼飞行器刚柔耦合动力学特性的问题,提出了一种在时域内对刚体运动和弹性体运动交替进行数值计算的建模与循环求解仿真方法.该方法分别为飞行器刚体与弹性体运动建立了独立坐标系,根据坐标系之间的惯性牵连关系,通过气动力与惯性力完成了刚柔耦合动力学关系在刚体与弹性体运动之间的传递.与此对应的仿真算法是在1个积分步长内顺序计算飞行器受力情况、弹性变形状态与刚体运动状态,在仿真步长之间以循环求解的方式进行仿真计算.以飞行器对姿态扰动的动态响应为例进行仿真分析,结果表明本文的动力学建模与仿真方法能正确反映柔性翼飞行器的飞行特性.

柔性翼飞行器刚柔耦合动态特性研究

针对柔性翼飞行器柔性机翼弹性运动与飞行器刚体运动具有强耦合特性,基于拉格朗日方程,建立了柔性翼飞行器动力学模型.在特征点处对动力学模型进行小扰动线性化处理,并联立非定常气动力模型,得到了状态空间形式的纵向线性运动方程.分析了机翼结构刚度对飞行器纵向稳定性的影响以及飞行器的模态耦合动态特性.研究结果表明,柔性翼飞行器的弹性自由度会对飞行器的短周期模态造成较大影响.随着飞行速度的提高,短周期模态频率增加而1阶弯曲弹性模态频率降低,当两者频率趋向一致时,飞行器会发生体自由度颤振,体自由度颤振速度要明显低于基于悬臂梁机翼模型计算得到的颤振速度.

基于数据驱动的小型柔性翼飞行器控制研究

柔性翼在阵风干扰下的被动变形有助于降低其对飞行器运动的影响,设计采用柔性翼的小型飞行器被认为是解决小型飞行器易受阵风干扰问题极具潜力的方案.同时,翼面可卷曲的特性也使得该类飞行器满足单兵便携式武器装备易携带的要求.考虑一种无副翼柔性翼飞行器区别于常规飞行器布局的特点,为解决由飞行试验数据分析得出的全动平尾舵面出现非线性饱和问题以及同时利用平尾舵面控制滚转俯仰通道引起的耦合问题,设计了一种基于数据驱动的无模型自适应控制器方案.数值仿真结果证实了针对该型无副翼柔性翼飞行器的姿态控制,所设计的控制器较传统单通道PID控制器控制效果更好.

变推力作用下的柔性旋转飞行器动力学建模(英文)

有变化的戳的灵活旋转车辆的动态反应被调查。变化的戳作为在经常的戳上附加的一系列简单泛音部件被建模。纵的运动的分析解决方案被联合运动方程和边界条件获得，然后，火箭的横向的弯曲被检验由考虑与改变参数强迫颤动的 a coupled 解决了。有变化结束的戳的一枚火箭的数字解决方案被学习。侧面的颤动和火箭的运动态度取决于改变戳到大程度，和重要现象的频率，这被显示出，跳动，也许发生。建议途径与那些标准数字技术相比更精确、有效。

基于CFDD的柔性飞翼飞行器颤振点分析

柔性飞翼飞行器(Flexible Flying Wing Aircraft,FFWA)因其特殊的气动布局带来的高升力系数、低阻力系数等优点受到广泛关注。设计先进的伺服弹性控制律是解决气动弹性震颤的一个有效方案,通过模态分析方法获取FFWA的颤振频率是控制律设计的基础。为此,论文提出了一种基于曲线拟合频域分解(Curve-fifitting Frequency Domain Decomposi⁃tion,CFDD)的FFWA模态分析方法。首先,借助明尼苏达大学无人飞行器实验室在“mAEWing1”系列的两架柔性飞翼飞行器上进行的自由颤振地面振动实验,获得沿着机翼分布的二十个点上的加速度计的测量值;其次,采用CFDD对测得的力和加速度数据进行模态分析得到颤振频率;然后,将颤振频率选定在对飞行器最关键的柔性弯曲频率(3Hz~35Hz)并通过动画形式展现模态形状;最后,讨论了实验过程中的微小变化对识别模态参数的影响。仿真结果表明,运用CFDD能够在识别目标频率范围较低的地面振动测试中提取出柔性飞翼型飞行器的颤振点;与正交响应法的对比结果表明CFDD可以分析得到对称、非对称、扭转等多种模态,而正交响应法只适用于对称模态。

柔性空间飞行器姿态动力学响应仿真的研究

将带有弹性附件的柔性空间飞行器模化为多体簇系统，考虑相邻体间相对运动为缓慢的实际特点，在忽略高阶非线性项的情况下，利用Ｄ＇Ａｌｅｍｂｅｒｔ虚功原理，采用混合坐标的方法，建立了该多体簇系统的基本动力学方程。其中表示弹性附件的弹性变形的模态是约束模态。以上述方程为基础，采用状态空间求解方法，编制了相应的动力学响应仿真程序；文章最后给出了仿真算例。

基于大数据的航天飞行器智能车间平台的研究

为解决传统航天飞行器车间生产过程中柔性不足、零部件配送等问题,基于大数据,将工业互联网的技术运用到车间平台中,将物联网与车间设备相连互通,优化工艺,实现航天飞行器车间智能决策与分析,进一步促进信息化的融合发展。具体将RFID技术引入到平台中,进行大数据的收集、过滤和分析,将车间生产信息发送至平台,供各个岗位的员工进行决策;并且在整个过程中,车间AGV会随时接受主调空系统调空指令,负责车间原料和成品的物流。此避免车间生产过程中因为信息孤岛、生产柔性不足、人员管理混乱等问题引起生产效率不高、生产成本上升、生产时间延迟等问题,用科学的方法使航天飞行器智能车间的整个工作链畅通、平稳的运行下去。