高超声速飞行器热-结构试验若干关键技术

热-结构试验是高超声速飞行器研制过程中不可或缺的环节。本文在给出热-结构试验内涵与特征的基础上,结合热-结构试验典型科目介绍,呈现了热-结构试验体系总体架构,为全面了解热-结构试验提供参考;其次重点分析了当前热-结构试验中亟待突破的时变超高温热载实现、局部热载大梯度模拟以及时/频域载荷协同等7大关键技术。

高超声速飞行器的动态热密封技术研究进展

高马赫数飞行带来的气动热一直是制约飞行器向更大速域和空域发展的最大因素,特别是针对飞行器发动机尾喷管和机体之间、飞行器尾翼控制舵等有较大动态间隙部位,对其进行动态热密封的技术难度也远高于一般的机身表面防热;因此,动态热密封技术成为各国在新型高超声速空天飞行器发展中需要突破的重要瓶颈。本文以X-38等飞行器为例,对国外动态热密封技术进行了简要介绍,并对其主要技术类型和关键性能测试方法进行综述,最后对动态热密封技术的发展进行了总结和展望。

基于Q学习的高超声速飞行器自抗扰控制研究

为实现高超声速飞行器姿态自抗扰控制的参数整定,提出一种模糊Q学习算法。首先,采用强化学习中的Q学习算法来实现姿态自抗扰控制参数的离线闭环快速自适应整定;然后,根据模糊控制的思路,将控制参数划分为不同区域,通过设定奖励,不断更新Q表;最后,将训练好的Q表用于飞行器的控制。仿真结果表明,相对于传统的线性自抗扰控制(linear active disturbance rejection control,LADRC)和滑模控制,基于Q学习的LADRC省去了人工调试参数的繁琐过程,且仍具有良好的跟踪效果。蒙特卡罗仿真测试结果验证了基于Q学习的LADRC的鲁棒性。

高超声速变体飞行器关键技术研究综述

高超声速变体飞行器有潜力通过变形提升飞行器在宽速域、大空域飞行全包线下的适用性,在未来的民用与军事领域都具有极大的战略意义。本文主要对高超声速变体飞行器的研究进展进行综述,阐述了国内外高超声速和变体飞行器项目的研究进展和现状,并且对现有的高超声速变体飞行器的主要变形方式进行了分类与介绍。同时,总结了高超声速变体飞行器在变构型机构设计方法与理论、高功重比与快速响应的驱动设计、可承载大变形蒙皮、承载/热防护一体化结构设计等方面的技术难点,提出了高超声速变体飞行器的后续研究发展方向,以期对后续高超声速变体飞行器的相关研究提供一定的参考。

面向可打击区域的高超声速飞行器制导控制一体化方法研究

针对高超声速飞行器制导和控制系统分离设计方法的不足,提出通过制导控制一体化设计提升其可打击区域的方法。首先,在建立高超声速制导控制一体化模型的基础上,揭示了其通过控制弹体坐标系与地面坐标系的牵连加速度来跟踪制导指令的工作原理。其次,通过典型弹道的数值仿真,对比分析了制导控制一体化设计相较于分离设计的控制信号差异。最后,通过确定制导控制分离设计及一体化设计的高超声速飞行器可打击区域的方式,从大样本仿真角度体现制导控制一体化的优势。结果表明,制导控制一体化设计可以放宽对可用过载的需求且有助于提升高超声飞行器的可打击区域。

预设时间性能约束下高超声速飞行器的自适应容错控制

考虑输出误差约束、不确定和执行器故障影响下的高超声速飞行器的跟踪控制问题,提出自适应容错反步控制策略。首先,设计指数型预设时间性能函数,保证输出误差在预设时间内满足约束要求。其次,通过自适应律解决不确定项和升降舵故障。利用跟踪微分器解决“计算爆炸”问题,避免反步控制中对虚拟控制输入的高阶求导。最后,基于Lyapunov理论证明闭环系统的稳定性,并通过仿真验证所提控制策略的有效性。

拦截高超声速滑翔飞行器:制导进展与展望

聚焦于临近空间拦截制导关键技术,围绕中制导、中末制导交班及末制导等关键问题对临近空间拦截制导技术前景进行展望。首先对临近空间高超声速滑翔飞行器飞行特性进行仿真与分析,并给出防御系统在滑翔段拦截的优势所在;其次,围绕临近空间拦截系统面对高超声速滑翔飞行器时存在的瓶颈进行探讨,并对中制导离线弹道生成与在线弹道生成、中末制导交班及末制导等关键技术相关研究进展进行梳理与总结;最后,结合当前研究进展、面临的挑战及未来临近空间拦截需求,研究分析临近空间拦截制导技术的发展趋势,为后续防御系统的发展提供参考。

测量噪声下的高超声速飞行器组合观测鲁棒控制

针对高超声速飞行器大包络飞行时,风场等外部干扰和测量噪声导致控制系统性能变差甚至失稳的问题,提出了一种基于状态观测的高超声速飞行器鲁棒控制策略。考虑噪声和外部干扰影响下系统状态受扰的问题,设计了扩张状态观测器(ESO)和自适应Kalman滤波器(AKF)的特殊组合,在统计特性未知的噪声和外部干扰影响下准确估计系统状态。其中,自适应Kalman滤波器用于滤除噪声,为扩张状态观测器提供不受噪声影响的状态估计,扩张状态观测器连续为自适应Kalman滤波器提供外部干扰估计。基于系统状态估计设计线性高斯二次型控制器,实现高超声速飞行器精确轨迹跟踪。最后,通过仿真验证了该方法在测量噪声及风干扰影响下的鲁棒跟踪能力。

高超声速飞行器指定时间时变高增益反馈跟踪控制

研究了高超声速飞行器控制通道存在未知环境干扰时的指定时间跟踪控制问题.基于高超声速飞行器的输入输出线性化模型,借助参量Lyapunov方程的一些性质,设计一种光滑、有界的时变高增益控制律.相比于现有的高超声速飞行器有限/固定时间控制方法,该算法不会出现抖振现象,同时收敛时间不依赖于初始状态且可以事先设定.当高超声速飞行器存在未知的有界环境匹配干扰时,该控制器能使高度和速度在指定时间跟踪上参考信号.仿真结果验证了方法的有效性.

一种高超声速飞行器固定时间滑模控制方法

针对高超声速飞行器再入滑翔段的姿态控制问题,提出了一种存在外部扰动、模型不确定和输入饱和约束情况下的固定时间收敛终端滑模控制器。首先,针对固定时间收敛的超螺旋二阶滑模扰动观测器,给出了一个更加精确的固定收敛时间上界。随后,构造了一种改进的变指数系数快速非奇异多变量终端滑模面。进而,基于固定时间观测器和改进的滑模面,提出了一种可以使高超声速飞行器模型在受到外部扰动、模型存在不确定参数和输入饱和约束的情况下,能够实现固定时间收敛的再入滑翔段姿态控制终端滑模控制器,并证明了其在观测器收敛前后的固定时间稳定性。该方法能够在不引入额外测量的前提下,有效避免输入饱和。最后,通过数值仿真验证了所提出的控制方法的有效性。

高超声速飞行器发汗冷却系统自抗扰控制研究

针对高超声速飞行器发汗冷却系统的温度控制问题,在一维固定边界发汗冷却模型的基础上,提出了用于调节飞行器壁面多孔介质温度的自抗扰控制器,并进行了数值仿真。该控制器不依赖于多孔介质温度场精确的数学模型,通过从系统的输入输出数据中提取干扰信息并进行补偿,实现对热流干扰的抑制。仿真结果表明,针对发汗冷却系统设计的自抗扰控制器,能够实现对参考温度的快速跟踪;且相较于传统的PID控制,温度响应没有超调;在有外界热流干扰时,具有较强的鲁棒性和适应性,可以为发汗冷却控制系统的工程应用提供一定参考。

基于滚动时域估计的高超声速飞行器轨迹跟踪

针对高超声速飞行器高精度轨迹跟踪问题,提出一种将滚动时域估计与交互式多模型算法相结合的强机动目标轨迹跟踪算法。给出了半速度系下的高超声速飞行器滑翔段运动模型及量测模型。利用滚动时域估计方法将状态估计问题转化为有约束的优化问题,并充分考虑飞行器滑翔段物理约束。在此基础上,为应对目标不同机动模式,借助交互式多模型算法思想建立模型集对其进行近似。分别在机动模式不变和机动模式突变的情况下对算法进行了验证。结果表明,新算法采用多个模型并行估计,即时调整模型概率后进行融合输出,能够有效避免目标跟踪模型失配,可显著提高对于高超声速飞行器这类强机动目标的轨迹跟踪精度。

基于深度学习的高超声速飞行器执行器零样本故障辨识

近年来,基于深度学习的故障诊断已经通过大量数据进行了深入的研究.然而,深度学习技术的巨大成功是基于可以获取大量带标签的训练样本的假设.在实际问题中,经常面临数据不平衡、标记的数据太少或没有数据的情况.基于此,本文研究了高超声速飞行器在零样本情况下的故障辨识问题.考虑飞控系统执行器故障,运用深度学习技术来识别特定故障类型(失效故障或卡死故障).“零样本”指的是在故障诊断的深度学习模型构建中,未曾包含或引入任何与目标故障相关的样本数据.因此,该模型必须依赖于其他方法和特征来推断和准确识别这些未知故障,以实现有效的故障辨识.针对这一问题,使用人工定义的故障描述来表征未知故障.具体而言,即利用关系网络学习将已知故障样本与定义的未知故障描述进行比较.进一步,为实现特征提取,结合卷积神经网络及长短期记忆神经网络,构建深度神经网络结构.最后,在Winged-cone(翼椎体)构型的高超声速飞行器上进行零样本故障辨识实验,结果表明在没有目标故障样本的情况下,所设计的算法可以完成对目标故障的诊断工作.

高超声速变外形飞行器建模与固定时间预设性能控制

以一种折叠式高超声速变外形飞行器(Hypersonic morphing vehicle, HMV)为研究对象,综合考虑变形引起的气动特性、动力学特性的动态变化和模型不确定性、外部干扰的影响,开展飞行器建模与固定时间预设性能控制方法研究.首先,建立高超声速变外形飞行器的运动模型和姿态控制模型;然后,采用固定时间干扰观测器实现对模型不确定性和外部干扰构成的复合总扰动的精确估计,并设计一种新型固定时间预设性能函数以定量描述期望性能约束,在此基础上,基于预设性能控制架构并结合动态面控制技术设计预设性能姿态控制器,利用Lyapunov稳定性理论证明闭环系统的固定时间稳定性;最后,通过数值仿真验证所提出方法的有效性和鲁棒性.

随机参数摄动下的高超声速飞行器姿态控制

针对高超声速飞行器随机参数摄动的姿态控制问题,提出一种基于轨迹线性化和扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)的预测滑模控制方法。首先,针对随机参数摄动的高超声速飞行器非线性模型,采用轨迹线性化方法建立线性时变误差调节模型。通过分析参数误差的统计特性,将统计信息以参数协方差矩阵的形式进行表示,并设计EKF对受扰误差状态进行滤波。然后,采用预测滑模控制方法设计误差稳定调节器,使系统快速趋于稳定。所提方法对随机参数摄动和非线性干扰都具有强鲁棒性。仿真验证了所提方法的有效性。

采用利希滕贝格图的高超声速飞行器轨迹优化

针对复杂约束条件下高超声速飞行器再入轨迹优化问题,提出一种混合算法进行求解,以解决现有轨迹优化方法对初值的强依赖性以及易陷入局部最优等问题。将高超声速飞行器再入轨迹优化建模成一个非线性规划问题,并设计双层优化结构进行求解。上层中,提出一种基于利希滕贝格图的自适应分段利希滕贝格算法(Adaptive piecewise Lichtenberg algorithm,APLA),为高斯伪谱法提供良好的初值。APLA通过引入拉丁超立方体抽样提升算法初始触发点的效能,引入全局至局部搜索分段策略及自适应因子提高算法收敛速度和收敛精度,改善算法易陷入局部最优等情况。下层中,高斯伪谱法在最优解附近具有较好的收敛速度和较高收敛精度,因此使用高斯伪谱法以加快搜索过程,提升解的全局最优性。综上,提出再入轨迹优化混合算法(APLA_GPM),实现对高超声速飞行器再入轨迹优化问题快速、准确求解。仿真结果表明,APLA_GPM在高超声速飞行器再入轨迹优化方面具有更快的收敛速度、更高的精度以及更强的鲁棒性。

高超声速变体飞行器宽速域气动特性研究

宽速域飞行是高超声速飞行器的重要设计目标和发展方向。然而,复杂的环境变化给固定外形飞行器在不同飞行条件下的气动布局设计带来了矛盾。高超声速变体飞行器可以通过呈现不同的构型来适应各种飞行条件并满足性能要求。本文通过数值模拟的方法来研究折叠翼高超声速飞行器的气动性能。研究重点是在不同飞行高度和马赫数下,探究不同机翼折叠状态对应气动布局的升阻比、纵向静稳定性和航向静稳定性。比较了不同机翼折叠角度(0°、45°、90°)对气动性能的影响。结果表明,在所研究的整个速度范围内(Ma=0~5),较小的机翼折叠角会导致较高的升力系数、阻力系数和升阻比。机翼折叠角为0°时,升阻比最高。在纵向稳定性方面,折叠角度较小的布局具有更好的纵向稳定性。随着马赫数的增加,不同折叠角度之间的纵向稳定性差异最初减小,然后增大。静态稳定裕度从1∶0.95∶0.84变为1∶0.98∶0.88,后变为1∶0.89∶0.79。此外,具有较大机翼折叠角的构型表现出更好的航向稳定性。所有3种机翼折叠布局状态在低速飞行阶段都是航向静稳定的。随着马赫数的增加,0°和45°折叠角逐渐变得航向静不稳定。

高超声速飞行器改进阻力加速度剖面设计

针对高超声速飞行器在滑翔段标称轨迹制导过程中的阻力加速度剖面设计问题,提出了一种改进的阻力加速度剖面设计方法。为增大飞行器滑翔段航程,改善飞行状态参数,设计了以能量倒数为自变量的二次函数形式剖面,通过改变剖面中点处阻力加速度值的方式对剖面形状进行调整,以满足高超声速飞行器各项约束。仿真结果表明,与传统二次函数阻力加速度剖面进行对比,该阻力加速度剖面能够增加最大滑翔距离,并改善飞行状态参数,能支持飞行器完成禁飞区绕飞任务。

高超声速飞行器试飞保障预想

随着现代军事科学技术的快速发展,高超声速飞行器的试飞技术引起了全球航空航天专家的高度关注。高超声速飞行器是指飞行速度超过5马赫的飞行器,具有高速、高机动性和高可靠性等优点。高超声速飞行器可以是高超声速飞机、高超声速导弹和高超声速炮弹;同时也可以是由吸气式发动机或组合发动机提供动力,在大气层和跨大气层中实现高速远程飞行的空天飞机。

基于解析解的高超声速滑翔飞行器的机动弹道设计

为了提高高超声速滑翔飞行器机动突防能力,本文研究了飞行器典型机动弹道的设计方法。首先,推导了高精度的高度-速度解析解,作为纵向弹道设计的基础。其次,基于高程解析解和横程解析解,设计了纵向机动模式和横向机动模式,实现飞行器纵向跳跃机动和横向摆动机动,分析了这两种模式对飞行器过载的影响,为实际突防中机动模式的选择提供依据;通过合理设计横向机动模式和纵向机动模式中弹道的幅值、频率和相位,实现飞行器空间螺旋机动和空间钟摆机动。最后,通过仿真验证了本文机动弹道设计方法具有较高精度,可满足实际突防设计的需求。