基于锁相环的高旋飞行体滚转角估计方法

针对高旋飞行体滚转角速率难以直接测量的问题,通过分析高旋飞行体的角运动特征,建立了滚转角运动模型,提出了一种基于地磁信息和锁相跟踪的滚转角估计方法。首先利用最小二乘过零检测方法,提取地磁传感器测量的角频率信息,进而解算得到高旋飞行体的转速信息,再根据高旋飞行体角运动特性和俯仰、偏航轴陀螺测量信号特性确定三阶锁相环环路滤波参数,对提取的角频率信息和转速信息进行锁频锁相跟踪。通过软件仿真和载体试验分别对滚转角估计方法进行了验证。结果表明:利用三阶锁相环方法对高旋飞行体滚转角频率进行有效跟踪,能够获取滚转角速度和滚转角,满足高旋飞行体姿态实时解算要求。

考虑弹头滚转姿态变化影响的防热层厚度优化

基于气动热/结构温度响应耦合计算方法,研究了弹头固定攻角再入条件下锥身典型子午面结构温度响应特性,以及滚转姿态变化时刻对各子午面结构温度响应的影响,建立了考虑弹头滚转姿态变化影响的防热层厚度优化方法,并基于该方法开展了弹头防热层厚度优化。最后,研究了滚转姿态变化次数对优化效果的影响。结果表明:在再入弹道前段进行滚转姿态变化可使外壁面气动加热量更为合理,有效降低弹体锥身壳体内壁面温升。当迎、背风面壳体内壁面最大温升约束为25 K时,与无滚转姿态变化状态下相比,滚转姿态变化设计可使防热层厚度减小0.725 mm,减小幅度为5.4%。通过与滚转姿态变化时刻的联合设计可有效降低锥身防热层厚度。与单次滚转姿态变化时相比,两次滚转姿态变化时防热层厚度减小量仅增大1.9%,增加滚转姿态变化次数对优化效果影响较小。

连续变弯度后缘飞机的滚转机动载荷减缓

变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试验。结果表明:变弯度后缘可以操纵飞机在2 s内进行180°滚转机动。相较于外侧后缘单独变形,通过内外后缘协同变形可以降低30%以上的滚转机动附加载荷。另外,对比表明滚转角仿真结果与风洞试验数据误差小于6%,验证了所提方法的准确性。

大攻角条件下制导弹滚转稳定控制方法

制导弹跨域飞行过程中,伴随着大攻角下的涡流非对称以及跨音速气动转捩,这些干扰将引起控制失稳,进一步增大脱靶量。针对以上问题,考虑气动模型强非线性、强参数不确定性及强外界干扰,建立制导弹滚转通道动力学模型,进而提出一种基于滑模观测器与非奇异终端滑模的滚转姿态组合控制方法。以此为基础框架,结合微分跟踪器设计一种反步控制方法,以补偿执行机构动力学。利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性及有限时间收敛特性。通过仿真实验验证了所设计控制方法的优越性及普适性。

面对称运载火箭优势面滚转迎风技术

针对面对称运载火箭飞行中俯仰、偏航通道控制力不匹配问题,提出通过姿态滚转控制调整迎风面以减小最大飞行摆角的控制技术,称为滚转迎风(bank-to-wind,BTW)技术。重点研究了BTW控制的离线法,推导了BTW控制滚动程序角理论值的解析解,证明了该理论值的偏差与飞行姿态偏差是同阶小量。提出带权重的傅里叶级数拟合算法,对滚动程序角进行修正,以符合工程应用的可行性。开展六自由度飞行动力学仿真,分析BTW控制对控制力、飞行气动载荷和滚动程序角跟踪品质的影响,验证BTW控制的有效性。比对不同拟合基频的仿真结果得出结论:拟合频率过高将影响控制品质,从工程应用角度看滚动程序角的“光滑性”比“拟合性”更重要。

多BTT导弹滚转通道姿态约束下的固定时间姿态协调控制

针对多倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)导弹在姿态约束下的滚转通道一致性安全控制问题,提出一种分布式固定时间姿态协调控制器。BTT导弹气动参数变化强烈、对机动要求高,对控制器提出了响应速度快、抗干扰能力强、且需满足姿态受限约束等要求。针对上述问题,基于固定时间控制技术、障碍Lyapunov函数,结合多智能体系统协调控制理论,对多枚BTT导弹滚转通道提出一种分布式固定时间姿态协调控制律。在所提协调控制律下,所有BTT导弹的滚转角可在固定时间一致收敛至给定的参考指令信号,且在控制过程中满足姿态约束条件。仿真结果表明了所提方法的有效性。

卷弧尾翼滚转特性研究

为研究卷弧尾翼滚转特性,利用流体计算软件Fluent进行数值模拟。在验证网格无关性的基础上,对卷弧尾翼火箭弹在不同滚转角、转速及攻角下的气动参数进行了计算分析,结果表明:不同滚转角、转速对全弹的阻力、升力影响较小,变化范围在5%以内;主要对侧向力和滚转力矩产生影响,在计算工况下滚转角越大,全弹侧向力(滚转角22.5°除外)、滚转力矩系数(滚转角67.5°除外)的换向马赫数越小;转速越高全弹滚转力矩系数越大;在小攻角范围内(-2°~6°),攻角绝对值越大,滚转力矩系数的换向马赫越小。

可旋转翼式弹道修正组件滚转控制技术研究

针对可旋转翼式弹道修正组件滚转通道控制中存在的未建模摩擦干扰、参数不确定性和外部随机干扰造成的复合扰动问题,提出一种基于扩张状态观测器(extended state observer, ESO)的滑模控制方法。首先建立弹道修正组件滚转通道模型,将动力学模型中存在的外部干扰、未建模摩擦干扰和参数摄动整合为复合干扰,然后设计ESO对修正组件滚转通道模型中难以直接测定的状态变量以及复合干扰进行估计,并基于估计值结合滑模控制理论设计滚转通道控制器,实现对滚转角指令的精确跟踪。综合考虑ESO和滑模控制器构成的闭环控制系统,利用Lyaponov稳定性理论证明了所设计的闭环控制系统的稳定性。最后,通过仿真实验分析,证明所设计的修正组件滚转通道控制器,对滚转角指令的瞬态响应和稳态性能优异,同时可以有效抑制系统复合扰动,具备较强的鲁棒性。

基于滚转力矩系数的尾涡简化危险区计算分析

为进一步在保证安全的前提下提升飞行效率,提出了一种尾涡简化危险区的划设方法,避开这些区域可以实现飞行安全。基于飞机遭遇尾涡时的空气动力学模型,计算了飞机在不同位置遭遇尾涡时的滚转力矩;以滚转力矩系数作为安全指标,对大于滚转力矩极限值的区域进行包络,划设了尾涡简化危险区;在考虑后机自身体积的情况下,结合尾涡自身的演化、运动特性以及不同的侧风条件,对遭遇尾涡时的危险概率进行了计算分析。研究结果表明:尾涡简化危险区的侧向和垂向边界会随着尾涡的演化而减小,且远涡阶段比近涡阶段减小速度更快。对于初始环量为500 m2/s的尾涡,尾涡在自身的下沉作用下经过约11.6 s后,后机可完全脱离尾涡危险区;4.48 m/s的侧风可对危险区在侧向产生相同的作用,速度更大的侧风可使后机完全脱离尾涡危险区的时间进一步缩短。

基于LESO的新型自适应鲁棒滚转通道控制算法

针对导弹大攻角飞行时,滚转通道数学模型具有严重非线性、不稳定、多变量耦合以及模型不确定等特点,设计一种滚转通道自适应鲁棒控制方法。利用线性扩张状态观测器,基于弹上有限信息完成气动非线性项等扰动的在线估计。将新型自适应滑模控制律与线性扩张状态观测器相结合,实现干扰的在线估计与补偿。通过自适应参数的快速调节,保证系统稳定性的同时缩短响应时间,使滚转角和滚转角速率能够在有限时间内快速收敛,并有效削弱抖振现象,增强系统的抗扰能力。数学仿真验证结果表明,所提控制方法与传统线性方法相比,快速性与鲁棒性等性能均有显著提升,且在典型故障处理方面具备容错控制能力。

高精度六分量微量滚转力矩气浮天平研制

小型化再入飞行体表面在再入过程中发生烧蚀,造成外形的小不对称,从而产生一个微量滚转力矩。为了在高超声速风洞中获得小型化再入飞行体烧蚀模型高精度小不对称滚转力矩测量数据,同时获得其他五分量气动力数据,研制了一套六分量装配式微量滚转力矩气浮天平。天平滚转力矩设计载荷为0.02 N·m,轴向力设计载荷为200 N,量级差异悬殊。针对此问题,提出了“4+2”天平总体测力方案,即四分量主天平元件配合二分量滚转力矩–轴向力元件完成极不匹配的六分量气动力测量。静态校准及风洞试验结果表明:天平具有良好的分辨率,抗干扰能力强,受温度影响小,滚转力矩系数测量结果达到了10^(-7)量级。所研制的气浮天平受温度影响小,可重复使用,能够同时测量包括微量滚转力矩在内的6个气动力分量,大幅提升了试验效率,降低了因模型拆装引起的误差。

鸭式布局火箭滚转特性试验研究

以某鸭式布局的简控火箭为研究对象,首先通过模型风洞试验获取了其气动特性参数,然后以此为基础重点对其滚转特性进行分析,给出了利用鸭舵实施火箭滚转控制的可行性方案,最后通过飞行试验进行了验证。

微型反无人机导弹抗滚转气动布局设计

承担反无人机等任务的微型导弹由于结构尺寸限制,常采用鸭式布局,利用鸭舵进行姿态控制,不可避免地会出现诱导滚转问题。针对该问题,提出一种基于两级鸭舵的微型导弹气动布局设计方法。该气动布局的一级鸭舵负责俯仰与偏航通道控制,利用呈I字布置的小尺寸二级鸭舵进行单独滚转通道控制,实现滚转通道在控制指令上与俯仰、偏航通道的解耦。在保证导弹具有高机动性的同时,降低导弹尾翼产生的诱导滚转影响,以实现对微型导弹滚转通道的控制。通过分析鸭舵诱导滚转的流动机理,提出二级鸭舵的布置方式,并利用计算流体力学方法验证该气动布局的有效性,进一步提出二级鸭舵的控制方法与控制限制条件,为相关工程应用提供一种有效方案。

飞机大振幅滚转运动动态气动特性实验研究

在南航NH 2低速风洞中,对BJ 1飞机模型动态气动特性进行了实验研究。模型在不同攻角、不同振幅和不同频率时绕体轴作大振幅滚转运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了模型不同运动参数对模型滚转力矩和偏航力矩的影响。结果表明,模型攻角从小到大变化过程中,模型的滚转阻尼和偏航阻尼变化很大,滚转力矩和偏航力矩迟滞环变化方向发生改变。模型滚转频率对模型的滚转阻尼和偏航阻尼影响不明显,只改变力矩迟滞环的大小。随着模型振幅增加,滚转力矩和偏航力矩迟滞环从一个变成3个,出现2个交叉点,大滚转角时滚转阻尼和偏航阻尼特性与小滚转角时的相反。

鸭式布局导弹滚转控制的气动外形设计

通过对鸭式布局导弹诱导滚转力矩的产生机理进行分析和研究,提出了改善常规鸭式布局导弹的诱导滚转特性的途径和措施,对这些改进措施的使用特性进行了分析和论述。

简易制导弹滚转控制研究

研究了鸭式布局简易制导弹的滚转控制方案,在对固定尾翼弹滚转控制进行分析的基础上提出了一种自适应式自旋尾翼设计方案,实现了可根据转速自适应改变尾翼滚转控制方式的结构布局。分析了自适应自旋尾翼自动解锁的原理与可行性,通过对固定尾翼与自旋尾翼滚转气动特性进行比较,表明了用鸭舵可实现对自旋尾翼弹滚转的有效控制。对全弹道进行了弹体转速的仿真计算,得到了理想的滚转控制性能。

基于单天线GPS载波幅度的旋转载体滚转角测量

传统的载体滚转角和转速测量方法成本高昂且仅限于高价值平台,为降低成本利用GPS信号测量滚转角的方法日益受到关注。将GPS载波信号的相位和幅度信息用于姿态测量,是目前旋转平台基于GPS测姿的两类主要方法。为了实现旋转载体的低成本高精度滚转角和转速测量,本文提出了单天线结构的利用GPS卫星接收机硬件相关器直接输出的导航用载波I/Q信号幅度特性,设计基于EKF的滚转角滤波器,利用载波I/Q信号的幅度特性对载波频率进行估计与跟踪,从而实现旋转载体的滚转角和转速的精确计算。实测数据试验表明,对于旋转载体仅利用卫星载波I/Q信号的幅度信息,本文提出的算法即可实时计算出旋转载体的滚转角和转速,且计算精度能够满足大多数的实际工程应用。

基于定常NS方程的飞行器滚转阻尼力矩系数导数计算方法

文中在物面无滑移边界条件的基础上施加物面绕体轴的切向速度,通过求解定常NS方程对飞行器滚转进行模拟。基于滚转力矩对滚转角速度的展开,发展了一种基于求解定常流场的滚转阻尼力矩系数导数计算方法。该方法物理意义比较明确,由于避免了求解非定常流场,计算量小,速度快。通过对导弹标模的计算值与实验值的对比分析表明,计算结果均在实验值的误差带之内,变化趋势比较一致,因此该方法可以用于工程设计。

可控滚转舵系统滚转控制研究

为解决电动舵机在旋转导弹上的应用,通过分析对滚转导弹的控制,电动舵机系统相对于气动舵机系统的优势及其应用限制因素,提出一类可应用于滚转导弹控制的可控滚转舵执行机构.分析了系统的工作原理,应用动力学和运动学方法,建立了基于此滚转机构的导弹的滚转控制系统的数学模型,模型中引入了弹体的滚转角速度,舵体滚转角反馈外回路和舵体滚转角速度反馈内回路.数学模型的建立为后续滚转控制器及控制系统的设计奠定了理论基础.

基于地磁的滚转弹滚转信息测量方法研究

针对滚转弹需要实时滚转信息进行指令控制,传统滚转角测量方法标定复杂且难以实时有效获取的难题,提出利用双轴标量地磁信息进行滚转信息解算。在研究滚转弹运动特性的基础上,确定滚转弹滚转信息解算坐标系;对固连弹体的双轴地磁传感器输出的标量地磁信息进行数据min-max标准化,归一与零位消除,并搭建半实物算法仿真平台。经仿真与实验结果验证,所提方法能够真实反映滚转弹飞行过程的滚转变化,响应快、误差小,且满足对滚转弹实时指令控制需要。