高超音速飞行器及其制导控制技术综述

高超音速飞行器军事上的强突防、强侦察能力,民用上的高效部署、星际旅行能力,使其成为各国构建战略威胁、争夺太空资源的重要途径之一,针对这一热点前沿问题,综述了高超音速飞行器的发展及其制导控制技术.首先,对高超音速飞行器的研制历史及现状进行总结,梳理发展脉络揭示其发展规律,并对高超音速飞行器轨道、近空间及大气层内飞行任务进行分析.然后,重点讨论再入返回的飞行约束条件及制导方法,包括:离线轨迹制导、在线轨迹制导以及预测制导,并针对复杂环境下强约束、任务突变等制导难点,展望高精度多约束轨迹制导、快速轨迹规划制导、鲁棒自适应轨迹重构制导等技术;进而,综述了目前高超音速强非线性、不确定性、时变性、结构挠性、控制约束及故障等控制难题及其解决方法,并对系统模型/扰动/故障深层次机理分析、多控制问题兼顾及多控制器切换、智能自主高超音速飞行等控制技术提出了展望.最后,指出了高超音速飞行器的发展需兼顾高超音速打击武器及可重复使用空天往返运载技术,制导控制系统的研制需向极广空域下的智能自主高超音速制导与控制一体化迈进.

近空间高超音速飞行器射频通信“黑障”研究

飞行器在临近空间高超音速飞行中可能出现的"黑障"现象对测控系统提出了巨大的挑战。在分析飞行器表面等离子的构成以及造成射频信号衰减因素的基础上,构建了射频通信"黑障"效应研究的总体框架,提炼了关键技术并给出解决方案与初步分析结果,可为相关试验提供参考与建议。

尾喷管构型对高超音速飞行器纵向静稳定性的影响

尾喷管构型的选取在高超音速飞行器一体化设计中有着举足轻重的作用。采用二维耦合隐式欧拉方程对高超音速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,分析了尾喷管斜面倾角分别为8°、11°、13°和15°时,其构型对高超音速飞行器处于3种不同工作状态下(即进气道关闭、发动机通流和点火)纵向静稳定性的影响。结果表明,当尾喷管斜面倾角为11°时,高超音速飞行器的纵向静稳定特性较好,为下一步改型工作提供了参考。

超音速飞行器翼—身组合体的颤振研究

飞行器的颤振是结构在高速气流中发生的一种自激振动现象,而这种现象在超音速和高超音速飞行器上极易发生。由于飞行器自身结构的复杂性,传统的组合体结构颤振分析在这种工况下会产生较大误差。利用特别适合复杂结构建模的动态子结构方法,针对飞行器在超音速飞行状态下高超音速流与飞行器自身结构的特点,考虑机翼、机身组合布局在颤振形态上产生的复杂情况,利用动态子结构中自由界面模态综合法,将整个飞行器分成机身、机翼子结构,基于非线性气动理论结合有限元计算软件,计算气动力分布情况并建立飞行器翼—身组合体系统的振动微分方程,对其进行颤振特性分析,得到飞行器在所设工况下的振动与颤振特性与颤振临界状态,实现全机气动弹性问题的仿真计算。为动态子结构方法应用于超音速飞行器的颤振研究提供理论基础,拓展了超音速飞行器组合体颤振的计算方法。

基于小波网络的高超音速飞行器鲁棒自适应积分反步控制

针对高超音速飞行器非线性模型具有不确定性的问题,提出一种基于小波网络的鲁棒自适应积分反步控制方法。该方法运用反步法设计非线性控制律,并引入积分项以减小系统跟踪误差;用小波网络在线逼近系统不确定项,提高系统鲁棒性;设计鲁棒项消除小波网络逼近误差。通过Lyapunov稳定性分析,该方法能够保证闭环系统跟踪误差最终收敛。通过与常规反步、积分反步、自适应反步进行仿真对比,结果表明:所设计的控制律可以有效抑制系统不确定性的影响,设计方法可行。

基于机载IRST系统的高超音速飞行器红外探测研究

针对高超音速飞行器不同于低速飞行器的红外辐射特性,提出了机载IRST系统红外探测高超音速飞行器的建模方法。重点利用高温边界层传热理论建立了高超音速飞行器蒙皮辐射特性模型,分析了排气系统和环境背景辐射特性,根据不同高度下大气层结构分布对红外辐射传输的影响,建立了大气斜程透过率模型,提高了透过率计算的准确性;考虑环境背景辐射的影响,给出了IRST系统对高超音速飞行器的作用距离模型。最后通过仿真实验分析了不同季节、高度和目标仰角下大气透过率特点,分析了不同仰角、速度和波段等因素下探测器对高超音速目标红外作用距离的影响,结论论证了所建模型的实效性。

基于状态观测器的高超音速飞行器动态面反步控制

针对高超音速飞行器严格反馈不确定非线性MIMO系统,考虑系统状态不可完全测量的问题,提出一种基于状态观测器的反步控制方法。该方法在系统具有不确定项的情况下,充分利用角速率信号和系统建模信息设计滑模观测器,实现对高超音速飞行器气流角的估计,并通过理论推导出了观测器的收敛条件和观测器增益矩阵的计算方法;基于反步法设计气流角跟踪控制律,分别采用指令滤波和动态面方法得到气流角指令和虚拟控制量的一阶导数,以Lya-punov方法证明闭环系统跟踪误差最终有界收敛。仿真结果表明,在系统存在不确定项且气流角不可测的条件下,所设计方法依然可以实现气流角的稳定跟踪。

高超音速飞行器热防护材料技术分析

热防护材料是高超音速飞行器的重要设计内容,是其在热环境中保持结构完整性的关键因素。随着高超音速飞行器航程和速度的不断增加,热防护材料表现出越来越重要的作用。为了更好地使用热防护材料,简要介绍了热防护材料使用的环境和要求,以及一些飞行器常用的热防护材料,并针对热防护材料的工程应用进行了论述。

高超音速飞行器参数不确定性的自适应控制方法

针对高超音速飞行器飞行控制中被控对象模型参数不确定性的特点,应用简单自适应控制方法设计其纵向控制律。论述高超音速飞行器纵向运动的动力学模型和参考模型的建立,以及基于此参考模型用简单自适应理论设计飞行控制律的方法,并且通过数值仿真进行鲁棒性能验证。仿真结果表明,所设计的控制律可以根据参考模型与实际系统输出之差自适应地调节控制增益,对模型参数不确定性具有较好的抑制作用,设计方法可行。

旋翼机构对超音速飞行环境的适应性研究

论文首先分析了目前常用的旋翼机构的类型、功能及工作特性，并就各类旋翼机构对超音速环境的适应性进行了分析，提出了一种比较理想的旋翼机构。论文还着重分析了该类旋翼机构的超音速空气动力特性及翼片的强度。

高超音速飞行器红外探测预警分析

当目标飞行速度高于5Ma时,其辐射峰值波长位于短波红外的工作范围,并且具有辐射功率大、随时间变化快等显著特征,最适于被短波红外传感器探测.短波红外探测器将大气粒子反射的目标的入射光子转换为电信号.通过监测电信号幅度的变化来判断有无强辐射源趋近,从而将预警时间提前.

高超音速飞行器的模糊滑模变结构控制

针对高超声速飞行器具有强耦合、快时变和高度非线性的特点,本研究采用反馈线性化方法,对高超声速飞行器的纵向模型进行输入/输出精确线性化,实现了控制量的解耦。然后基于线性化后的纵向模型,设计了一种模糊滑模控制器,先采用基于动态逆控制的滑模变结构控制器,对模型已知的部分进行精确控制;采用基于模糊函数逼近器,针对模型的不确定性进行自适应补偿控制。最后对某高超声速飞行器的纵向飞行控制进行仿真。结果表明,线性化模型在仿真层面上是正确的,控制方法在仿真层面上是有效性的。

高超音速飞行器气动加热计算

对高超音速飞行器气动加热计算方法进行研究 ,采用基于热流量平衡方程的工程估算方法和二维薄层近似N S方程数值模拟 ,计算高超音速飞行器对称面中心线上的温度分布。以天地往返运输系统的气动加热为例进行了计算 ,并对计算结果进行了分析和比较。计算结果表明

MPCF增强的C/C复合材料及其在高超音速飞行器的应用

介绍了中间相沥青基碳纤维(MPCF)增强的碳/碳(C/C)复合材料在美国的研制及其在高超音速飞行器上应用概况。MPCF非均衡织物结构可实现2D-C/C复合材料单方向更高的热导率,K321 MPCF增强4∶1结构2D-C/C可达到X向室温368 W/(m˙K)的热导率。P30X MPCF 3∶1非均衡织物、转化法Si C及化学气相沉积Si C和HfC 3层涂层结构C/C复合材料用于X-43A马赫数(Ma)10飞行器C/C鼻锥部件,实现了2 200℃的临近空间环境中高超音速零氧化烧蚀。MER公司研制Ma 10飞行器鼻锥C/C时织物预处理温度是2 500℃,采用沥青碳和酚醛碳混合基体致密,C/C复合材料最终石墨化温度是2 800~3 000℃。

X-43A高超音速飞行器C/C热防护涂层结构分析

介绍了涂层式抗氧化C/C复合材料在美国的研制及其在高超音速飞行器上应用概况,重点是C/C复合材料抗氧化复合涂层的涂层结构、制备工艺和应用评价。C/C复合材料表面化学转化法生成Si C过渡层是美国航天飞行器制备抗氧化涂层的通用方法。MER公司研制的转换法Si C、化学气相沉积Si C和Hf C 3层涂层结构的抗氧化C/C复合材料,其横向压缩性能大于未涂层C/C材料;并成功地应用于X-43A Ma10飞行器2 200℃的临近空间飞行,实现了零氧化烧蚀。

高超音速飞行的总温总压计算

本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0～7.00、高度H=0～40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数据进行了比较.给出了总温、总压的相对误差δ_T、δ_P随Ma数及H的变化规律.计算表明,热力计算法与气动函数法相比较,在Ma>3.0之后有显著的差别.

超音速飞行体的“声指纹”识别技术研究

"声指纹"识别技术是声学探测的一项核心技术。文中提出"声指纹"识别技术;讨论了对超音速飞行体(如飞机、弹头)的激波声信号的测量,提取声学特征,识别超音速飞行体的问题;并利用步枪子弹实验,验证了超音速飞行体"声指纹"识别技术的可行性和有效性。

超音速飞行列车不是天方夜谭

8月30日，在武汉举行的一个高峰论坛上，中国航天科工相关负责人透露，其公司已开展“高速飞行列车”的研究论证，拟通过商业化、市场化模式，将超音速飞行技术与轨道交通技术相结合，利用超导磁悬浮技术和真空管道，致力于实现超音速的“近地飞行”，最高速度最终可达4000km／h。这引起了舆论的高度关注，很多人认为这是天方夜谭。

高超音速飞行器鲁棒控制研究

针对高超音速飞行器具有高度非线性、输入输出之间强耦合以及参数不确定等特点,提出了基于随机鲁棒设计的动态逆控制;这一控制方案基于系统控制需求,利用蒙特卡罗仿真方法建立目标函数,并通过遗传算法最优化系统设计参数,该控制方案将动态逆控制的非线性解耦控制能力与随机鲁棒设计的强鲁棒性结合,保证了飞行的纵向稳定性,改善了其控制性能;基于某常规高超音速飞行器纵向模型进行仿真验证,结果表明该方案能够满足系统控制需求且具有强鲁棒性。

高超音速飞行器鲁棒控制器设计

军事变革和信息化战场环境的变化,促使空天攻防作战成为未来作战的战场之一;临近空间高超音速飞机和导弹会对传统攻防体系带来颠覆性冲击;复杂环境对高超音速飞行器控制技术的发展提出了严峻的挑战,文章针对吸气式高超音速飞行器在飞行包线内动态特性易变、稳定性较差、不确定因素较多以及对外界扰动敏感以及整个执行机构控制能力弱和动态特性低等的控制问题,首次提出了一种能同时抑制扰动和模型不确定性的基于优化控制的鲁棒控制方法,保证飞行器能得到很好地控制,快速响应环境变化并很快回到稳定飞行的状态;采用线性矩阵不等式方法来设计飞行控制系统,给出了不确定系统稳定的条件,将反馈稳定问题转化为了一个最优控制问题;同时将闭环极点在一定区域内参与优化,进一步提高优化效率;与文献方法仿真对比结果证实了文章方法的优越性。