Control-oriented modeling of a high-aspect-ratio flying wing with coupled flight dynamics

The flight-structural dynamics of a high-aspect-ratio wing challenge the flight control design.This paper develops a reduced model of coupled dynamics with stability consideration.The structural dynamics are formulated with dihedrals,and the central loads drive the deformation.The control-oriented model with essential coupled dynamics is formulated.Modal sensitivity anal-ysis and input–output pairing are performed to identify the control structure.Besides,an example of flight control design is provided to discuss the necessity of considering structural dynamics in controller design.Analytical coupled flight dynamics provide a system-theoretic approach for sta-bility and facilitate model-based control techniques.Simulation results reveal the characteristics of flight-structural coupled dynamics and demonstrate that the influence of flexible modes should be considered in control design,especially in lateral dynamics.

蝴蝶飞行机理及仿蝴蝶扑翼飞行器研究进展综述

仿生扑翼飞行器具有高机动性、高隐蔽性以及高效率等突出优势,在军事侦查、探险搜救等领域具有较好的应用前景,而其应用的基础是对生物飞行机理的深入探究.随着先进运动观测和实验技术的引入,对昆虫飞行行为的记录和分析更为便捷和准确.研究表明常见的昆虫拍打频率较高,在25~400 Hz之间,而蝴蝶较为特殊,其扑打频率较低,大约为10 Hz,对于蝴蝶的许多独特的飞行技能尚缺少足够的认识.蝴蝶前翼和后翼的翼面积都较大,身体同侧的前后翼几乎为同步拍打,且扑打幅度较大,甚至接近180°.蝴蝶飞行中身体有较大幅度的上下和俯仰震荡,翼和身体运动高度耦合.即便如此,蝴蝶仍具有敏捷的飞行能力,可以达到点对点的飞行目标,甚至上千公里的长途迁徙,是优秀的仿生学研究对象.因此,蝴蝶启发的仿生扑翼飞行器也得到了全世界研究人员的关注.蝴蝶的飞行机制相对于其他昆虫更加特殊,飞行行为和气动特性更为复杂,这使得仿蝴蝶扑翼飞行器的研制更加困难.目前对于仿蝴蝶飞行器的研制大多数对蝴蝶翼–身耦合的机理进行了简化,很少能实现受控的稳定飞行.最后,本文梳理了真实蝴蝶的飞行行为特点和飞行机理,指出了仿蝴蝶扑翼飞行器研制的关键技术,总结了该类飞行器未来的发展方向和应用前景.

吸气式高超声速机动飞行样式及其关键技术分析

机动飞行性能是确保吸气式高超声速飞行器实现多种应用的关键能力之一,本文重点对吸气式高超声速飞行器机动能力特点进行研究。首先分析了国外吸气式高超声速飞行器的发展趋势,就其典型机动能力水平和机动样式进行了初步分析,以美国当前典型高超声速导弹项目为例,梳理了吸气式高超声速飞行器的典型机动应用样式。在此基础上,从总体设计、气动外形、飞发一体、制导控制、多场耦合等方面,梳理分析了确保和提升吸气式高超声速飞行器机动能力的关键支撑性技术。

适用于弹性飞机飞行动力学仿真的气动力降阶方法

针对低速太阳能无人机在由阵风引起的大迎角非线性气动力情况下的高精度、高效率气动弹性及飞行动力学工程仿真问题,对气动力降阶方法及其在飞行动力学仿真中的应用进行深入探索。以二维翼型为例,分别基于自回归外部输入模型(ARX)方法、多小波Volterra级数方法、反向传播(BP)、径向基函数(RBF)神经网络方法和支持向量回归(SVR)方法建立了非定常气动力降阶模型,并比较了5种方法的收敛性及泛化能力。在此基础之上综合ARX和神经网络方法的优点提出一种计算精度高,收敛性、泛化能力较强的ARX-BP/RBF组合建模方法。将基于ARXRBF的组合气动力降阶方法和弹性飞机刚弹耦合动力学方程相结合建立基于气动力降阶的弹性飞机飞行动力学仿真模型。以一架太阳能无人机模型为例,开展数值验证,对算例对象在阵风及舵面激励下的响应进行仿真研究,并和计算流体力学(CFD)-计算结构动力学(CSD)结果及基于线性气动力的仿真结果进行对比。结果表明:所建立的弹性飞机仿真模型能有效反映气动力非线性特性,且仿真效率高于CFD-CSD分析方法,适用于工程实践。

虚拟飞行中气动、运动和控制耦合的数值模拟技术

随着计算机科学和计算流体力学的发展,以非定常数值模拟为核心,开展气动/运动/控制等多学科耦合的"数值虚拟飞行"模拟成为可能.数值虚拟飞行有助于飞行器设计师在设计之初和整个设计过程中分析和评估飞行器的非线性飞行力学和稳定性与控制性能.该文综述了国内外数值虚拟飞行中"气动/运动/控制"耦合的一体化模拟技术的研究进展,分析了其中的关键科学和技术问题,重点介绍了气动/运动/控制耦合一体化计算方法,并介绍了作者在一体化耦合计算方法方面取得的进展及初步应用情况.最后探讨了数值虚拟飞行中的一些挑战性问题,并对未来发展趋势进行了展望.可以预期,随着E级计算的到来,在不久的将来,数值虚拟飞行将给新型飞行器设计带来革命性的变化.

高超声速飞行器再入段的动力学建模与仿真

高超声速飞行器的动力学建模对于进行控制系统的设计和仿真来说是非常重要的。与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度和高度跨度大、变化快,高超声速飞行器的飞行动力学特性相当复杂。为了研究高超声速飞行器的一些本质的动力学特性,选择再入段进行分析,建立了再入段的高超声速动力学模型。利用风洞实验数据,建立了空气动力学数据库,并且对模型进行了不确定性分析。在模型的基础上,讨论了高超声速飞行器再入段的控制系统的设计方法。最后,在MATLAB/SIMULNK中进行了控制系统仿真,仿真结果表明在60公里到着陆点控制系统能够很好地控制动力学模型跟踪制导指令。

基于飞行力学的惯导轨迹发生器及其在半实物仿真中的应用

讨论了在高超声速飞行器半实物仿真中,使用飞行器六自由度模型生成捷联惯导轨迹发生器的方案,使半实物仿真中的捷联惯导系统与飞行力学六自由度模型和飞行控制系统有机地融合到一起。介绍了六自由度模型的坐标系定义,描述了发射坐标系下由32个方程组成的高精度六自由度模型。指出了六自由度模型中惯性器件测量的比力和角速度理论值,比力和角速度是由飞行器飞控系统作用后所产生各种力和力矩的综合结果,而不同于传统轨迹发生器中由事先设定的速度和姿态变化而得。将发射坐标系下的导航信息推导到高超声速飞行器需求的当地水平导航坐标系下。数字仿真表明,提出的轨迹发生器满足高超声速飞行器半实物仿真的算法精度要求;半实物仿真表明,捷联惯导系统与六自由度模型、飞行控制系统能够有机结合,导航结果精度满足指标要求,支撑了高超声速飞行器飞控系统的性能指标评估。

基于计算流体力学的“虚拟飞行”技术及初步应用

以动态混合网格技术为基础,通过耦合求解刚体动力学方程、流体力学控制方程以及飞行控制律,建立了适用于飞行器"虚拟飞行"过程研究的一体化数值模拟技术.通过典型的外挂物投放算例对流体力学控制方程/动力学方程的耦合算法进行了测试,并对某导弹的姿态角控制过程、过载控制过程以及变马赫数条件下的控制过程进行了数值模拟,得到了与实验非常一致的结果.这些算例证明该一体化算法已经初步具备了针对复杂飞行器"数值虚拟飞行"的应用能力.

大型高速滑坡近程空气动力学效应研究

基于飞机空气动力学原理,研究了大型高速滑坡凌空飞行的空气动力学效应,导出了考虑地面效应时大型高速滑坡凌空飞行参数(升力、阻力、飞行时间和距离)的计算公式。对云南头寨大型高速岩质滑坡近程凌空参数和飞行距离进行了计算。考虑地面效应时,高速滑坡凌空飞行时空气升力起主导作用,而空气阻力的作用可忽略不计。结果表明,高速滑坡凌空飞行时间更长,飞行距离更远,这与滑坡的实际情况基本吻合。

降低气动舵操纵耦合的高超声速飞行器总体优化研究

针对高超声速飞行器严重耦合特性给控制系统设计带来的问题,从简化控制系统设计的角度出发对飞行器总体提出通道间耦合小的优化设计要求。以气动舵控制的翼身组合体外形高超声速飞行器为研究对象,引入操纵耦合力矩影响作用的度量-操纵耦合度定义;结合工程估算与CFD计算方法建立操纵耦合度与飞行器总体外形参数的表征关系;采用多目标粒子群算法,求解以总体外形参数为决策变量,以各通道操纵耦合度最小为目标函数的优化问题,从而确定可降低气动舵操纵耦合的高超飞行器总体随控优化策略。算例分析表明,提出的高超声速飞行器总体随控优化方法可有效改善气动舵控制高超飞行器的操纵耦合特性,对控制系统设计具有重要意义。

变形飞行器建模及控制方法研究综述

针对变形飞行器的发展现状、气动建模、动力学建模以及控制方法研究进行了综述。首先阐述了变形飞行器的定义及变形需求,再从四个方面梳理了变形飞行器的技术优势。针对不同的机翼变形方式,对飞行器各种变形技术的特点及发展现状进行了详细的分析与总结;将变形飞行器与固定外形飞行器的气动机理进行了对比分析,并对变形飞行器的动力学建模方法进行了梳理,总结了各种方法的特点;结合变形飞行器自身特性分析了飞行控制的特点及难点,并详细阐述了各类变形飞行器的控制研究进展。最后总结分析了变形飞行器的发展趋势:深化基础理论与技术研究,从材料、结构及控制等领域全方面朝着智能化方向发展,最终实现变形飞行器的工程化、自主化、智能化应用。

模型预测控制算法在飞翼无人机中的应用研究

针对某小型无尾飞翼布局无人机,运用CFD方法分析了该无人机的气动特性,计算了气动导数及操纵导数,建立了模型预测控制算法的仿真模型,并运用动态矩阵控制算法设计了飞行控制系统。仿真分析与试飞结果表明,在具有输入输出等约束条件下动态矩阵算法优势明显,具有一定的工程应用价值。

基于逆动力学和在线参数辨识的飞机姿态控制

传统的综合飞行 火力控制系统的设计使用了PID(Proportion Inte gral Differential)结构的飞行 火力耦合器 ,具有鲁棒性差、设计工作量大等缺点 .提出了一种基于逆动力学和在线参数辨识的方法 ,用于直接设计综合控制系统中的姿态控制器 .其中 ,对飞机的转动动力学方程 ,推导得到了其逆特性的解析形式 ;使用在线参数辨识方法 ,对飞机的气动特性进行估计并用于舵面分配 .以六自由度非线性飞机模型为对象进行了仿真 ,结果表明所设计的姿态控制系统具有快速性好、通道间解耦效果明显、对气动模型误差的鲁棒性强等优点 .本方法也可推广用于其他的飞行器姿态控制系统设计 .

吸气式高超声速飞行器控制系统设计

为实现吸气式高超声速飞行器的姿态控制,需要对其复杂的气动特性进行分析,并完成控制系统的设计.通过研究高超声速飞行器风洞实验数据,分析其气动特性,即升力系数、升阻比和纵向总力矩系数在不同Ma时随攻角变化的规律进而进一步计算出纵向动力系数,研究其纵向动态稳定性.最后,基于气动分析设计了攻角反馈控制和法向过载控制两种不同的控制回路,分别计算出其时域和频域特性.实验结果表明:吸气式高超声速飞行器既能满足纵向动态稳定性,又具有良好的控制性能.

飞行器快速俯仰产生大迎角非定常气动力数学模型研究

在 Goman提出的状态空间模型的基础上 ,开展了有关建立大迎角非定常气动力数学模型问题的研究。针对以往在运用状态空间模型建立大迎角非定常气动力数学模型中存在的问题 ,通过分析状态方程中非定常影响参数与减缩频率 (或无量纲俯仰角速率 )的关系 ,建立了改进数学模型的基本思路。同时运用插值方法给出了二者之间的关系 ,并将此结果引入到状态方程中。经过辨识验算后表明 ,改进后的模型不仅改善了该模型对气动力的预测准确度 ,同时也提高了描述大迎角非定常气动力的能力。

叶片变桨失效过程中空气动力失衡对海上风机影响

叶片桨距角之间的角度差异产生的空气动力失衡是海上风机的主要动力问题之一。基于海上风机分析程序FAST和水动力计算程序WADAM开发的一种时域数值模拟程序,可计算海上风机系统在风浪载荷作用下的耦合动力响应。应用此数值工具,模拟一个叶片上变桨控制系统失效的情况,研究空气动力失衡对浮式海上风机系统运动响应的影响。分析表明,空气动力载荷失衡引起的激振不仅激发了浮式基础的横向运动,而且增大了基础的纵荡运动和首摇运动。同时,空气动力失衡还大幅增加了风机塔柱底部受到的横向剪切力,对风机系统的安全性造成了威胁。

在动态逆飞控系统中处理非定常气动力的方法

主要考虑大迎角非定常气动力对飞控系统的影响，并给出在动态逆飞行控制系统中抑制这种影响的方法。非定常气动力表现在气动参数上是出现滞环现象，本文根据已有的成果。

临近空间高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法

提出了一种新的将自适应滑模变结构控制与动态逆控制组合的鲁棒自适应的控制方法,用于临近空间高超声速飞行器的再入阶段飞行控制系统设计。用内外环动态逆控制将非线性飞行器对象近似解耦成不确定的3通道一阶线性系统,将所有不确定性转化为匹配的逆误差;由自适应滑模变结构控制给出动态逆的输入信号,消除逆误差的影响,保证对制导指令的鲁棒跟踪。某高超声速飞行器临近空间再入的六自由度仿真结果表明:控制器有较好的鲁棒性和跟踪性能。

无人机紧密编队飞行控制仿真研究

以"长机-僚机"编队模式为模型,研究了无人机紧密编队飞行问题,建立了三维空间双机编队飞行动力学模型,分析紧密编队飞行时长机涡流产生的气动耦合效应对僚机升力、阻力和侧力的影响的变化,建立等效气动模型,根据僚机距离长机最优位置的误差通过PID方法调整僚机与长机的相对距离进行队形保持控制。

航空航天技术与力学

文章论述了航空航天技术发展与力学学科发展的依存关系 ,讨论了力学学科间的交叉及交叉学科的产生 ,重点介绍了飞行力学与空气动力学、结构力学、一般力学、自动控制等学科间的关系 。