Attitude control allocation strategy of high altitude airship based on synthetic performance optimization

This paper presents a method for solving the attitude control problem of high altitude airship (HAA) with aerodynamic fin and vectored thruster control. The algorithm is based on the synthetic optimization of dynamic performance and energy consumption of airship. Firstly, according to the system overall configuration, the dynamic model of HAA was established and the HAA linearized model of longitudinal plane motion was obtained. Secondly, using the classic PID control theory, the HAA attitude control system was designed. Thirdly, through analyzing the dynamic performance of airship with fin or vectored thruster control, the synthetic performance index function with different weighting functions was determined. By means of optimizing the obtained performance index function, the attitude control of high altitude airship with good dynamic performance and low energy consumption was achieved. Finally, attitude control allocation strategy was designed for the airship station keeping at an altitude of 22 km. The simulation experiment proved the validity of the proposed algorithm.

高空飞艇总体设计方法研究

高空飞艇与目前的低空飞艇相比构型有很大区别,其外形、结构、推进动力和能源系统等设计与分析和总体方案密切相关,导致在初步参数设计过程迭代次数过多,甚至在参数求解中需要使用复杂的优化技术。在研究高空飞艇总体设计方法时,引入了一种能量平衡方法用于解决高空飞艇的再生式能源系统的设计和分析问题,它可以减少这种迭代次数,使高空飞艇总体设计工作简化。应用此方法,确定一种高空飞艇方案的初步总体参数,并对飞艇抗风性能进行了初步分析,得出此高空飞艇一年内抗持续风速30 m/s的包线。

高空飞艇螺旋桨驱动电机分析

高空飞艇的一些概念设计中采用电动机驱动螺旋桨的电推进系统,对该系统中电动机的关键技术进行分析,为高空飞艇螺旋桨驱动电机的研制提供参考。针对高空飞艇的电源和不同电动机的特点,分析了螺旋桨驱动电机应首选稀土永磁无刷直流电动机。根据高空飞艇对螺旋桨的推力要求,分析了满足螺旋桨驱动需求的驱动电机的额定参数确定。结合高空环境的特点,从材料选择、轴承润滑和电机温升等方面对驱动电动机的高空适应性设计进行了探讨。稀土永磁无刷直流电动机驱动螺旋桨的地面试验表明所设计的电动机样机具有高效率,能够满足螺旋桨驱动需求。

高空飞艇薄膜太阳电池内辐射量计算研究

修正了任一方向的平面内太阳辐射计算模型,使之适用于编程计算各种倾角和方位角平面上的太阳辐射。在曲面上进行网格划分,生成若干个小平面,推导出平面法向量与倾角和方位角之间的关系式,逐个计算每个小平面上太阳辐射量,叠加后近似代替整个曲面上的太阳辐射量。运用此方法计算了高空飞艇的薄膜太阳电池上辐射量,并与此薄膜太阳电池在水平投影面内辐射量计算结果进行比较。结果表明,用水平投影面内辐射量代替薄膜太阳电池内辐射量有很大的偏差。因此,在高空飞艇能源系统性能详细分析阶段需要使用曲面内太阳辐射量计算模型,为随后的光电转换与能源系统计算提供准确的太阳辐射数据。

高空飞艇定点控制关键技术及解决途径

介绍了有关高空飞艇的概念和关键技术,指出自适应定点控制是高空飞艇发展中的核心关键技术。通过分析,探讨了自适应定点控制需要研究的内容和技术难点。在此基础上,提出了初步的技术途径和一种新的控制方案,为进一步开展研究工作奠定基础。

临近空间浮空器总体参数的优化设计研究

临近空间飞行器是目前新概念飞行器发展的一个热点,本文研究了临近空间浮空器设计过程中对其在总体参数进行几何尺度控制的相关问题。在一定的基本假设和约束条件下,给出了一套参数估算常规飞艇形式临近空间浮空器的总体几何尺度的计算流程。利用这一流程进行计算,得到了几项单项技术指标对于该种类型浮空器总体尺度的影响规律,讨论了控制缩减总体尺度可以优先发展的技术领域。最后分析了载重量对于浮空器尺度的影响情况。

基于信息融合的大飞艇自适应姿态解算算法

现有计算大飞艇姿态角的平衡滤波算法虽然融合了加速度和角速度信息,但其未对加速度的适用条件进行分析,从而导致了积累误差和动态解算准确性问题.针对该算法的不足,提出了根据飞艇的不同运动状态来调整姿态解算算法的融合加速度和角速度数据的自适应姿态解算算法,并通过Matlab实验验证了算法的有效性.实验结果表明,该算法有效地解决了平衡滤波算法的不足,通过引入SMV(signal magnitudevector,信号量向量),使大飞艇的运动状态得到了准确判断,从而使积累误差问题得到了有效改善,同时提高了大飞艇的动态解算准确性.

基于模糊控制的高空飞艇姿态控制系统设计

针对高空飞艇纵向姿态控制的操纵特点,提出了采用空气舵和前后副气囊充放气复合控制的方案,并基于模糊控制设计了其纵向姿态控制系统。首先完成了复合控制的高空飞艇纵向通道数学模型建模,给出了高空飞艇纵向通道小扰动线性数学模型;然后,采用模糊控制方法对高空飞艇的纵向姿态控制系统进行了设计;最后通过仿真验证了所设计控制系统的有效性。

高空军用飞艇测控与信息传输关键技术

以高空军用飞艇测控与信息传输系统为主要研究对象,阐述了测控与信息传输系统在飞艇应用中的重要作用,提出了飞艇测控与信息传输系统功能结构,总结了其技术特点及需要解决的主要技术问题,并提出了初步解决思路。

高空飞艇高度控制系统设计及仿真

高空飞艇在上升和下降阶段时单独的空气舵控制或副气囊充放气操纵都难以实现飞艇的快速爬升和悬停的要求。针对高空飞艇纵的控制操纵特点,提出了采用副气囊充放气和空气舵组合控制的高空飞艇高度控制方案。当高度存在大误差时,采用副气囊和空气舵组合控制改变飞艇的姿态实现快速爬升或下降;当接近悬停高度时,主要采用副气囊充放气进行高度调整,从而实现高度的大范围控制。首先完成了采用组合控制的高空飞艇动力学建模;然后,基于最优控制对高空飞艇纵向高度控制系统进行了设计;最后给出了高空飞艇高度控制系统的仿真验证。结果表明所提出的高空飞艇组合控制方案是可行的。

捷联惯导系统中基于卡尔曼滤波的奇异点消除算法

为消除奇异点对大飞艇的姿态解算带来的困扰,提出了一种基于卡尔曼滤波的奇异点消除算法.在构造出的卡尔曼滤波模型基础上,将当前状态变量作为先验估计代入滤波器的时间更新方程中,以便及时投射到测量更新方程,并得到测量更新方程所需的数据;此后,通过测量更新方程来校正先验估计,从而获得此状态的后验估计值,并用该估计值来代替加速度计传感数据中的奇异点,从而达到消除传感数据中奇异点的目的.Matlab实验验证了算法的有效性.结果表明,该算法在没有引入延迟的同时,有效消除了系统中传感器信号的毛刺点.

基于混合粒子群优化算法的高空飞艇成像任务规划

针对高空飞艇成像任务规划问题进行研究,分析了高空飞艇遂行对地观测活动所需满足的主要约束,建立了以最大化任务收益为优化目标的约束满足模型。采用基于分层优化的求解框架,将原问题分解为主问题和子问题,并分别设计了求解算法。随后在仿真实验中,通过与经典调度算法对比,验证了该算法的优化效果。

高空太阳能飞艇方案/动力系统及气动设计

为提供一种可行的高空飞艇动力系统设计,对飞艇所受到的力、能源系统、飞艇重量进行了研究,并对不同动力布局的飞艇所受到的气动力进行了数值仿真。引入混合浮升气体以提升飞艇的单位升力,并考虑了过热对飞艇升力的影响;对能源系统采取恶劣条件作为飞艇的设计点,计算了冬至日时单位面积的太阳直接辐射量;采用能量平衡方法,对飞艇能源系统进行分析;应用以上方法初步确定了高空飞艇的基本参数。此外,建立了两种不同的动力布局模型,并对不同模型进行了气动数值仿真,得出不同布局对飞艇气动性能的影响,为设计提供了参考。

临近空间飞艇艇库外约束及稳定性分析

临近空间飞艇在发放前通常停放在艇库内,一旦离开艇库就不可避免地受到艇库外天气,尤其地面风的影响,不仅影响飞艇发放操作的快捷和安全,而且还事关飞行试验的成败。文章建立了大型飞艇在地面受两侧约束时的力学模型,采用动力学方法,分析了受到地面风作用时飞艇的姿态和约束拉力的变化,得到地面风起时和风速稳定后的解析解,评估了飞艇受到地面风作用时的稳定性和安全性。通过分析得到在两侧约束条件下飞艇对正向风和侧风的承受极限,为临近空间飞艇采用两侧约束方式的可行性提供了判据,也为今后发展临近空间飞艇发放技术提供借鉴。

单项技术指标对临近空间浮空器总体尺度的影响

为了控制浮空器的尺度、降低其技术难度和成本,需要明确其瓶颈性技术领域及参数指标。在一定假设下,给出了一套给定参数估算常规飞艇形式浮空器总体几何尺度的计算流程。基于这一流程,以一组普通产品技术指标为基础,分别提升其中每一项后估算得到不同技术指标配置方案下浮空器的总体尺度。通过分析这些计算结果,得到了单项技术指标对飞艇形式临近空间浮空器总体尺度的影响规律。

高空飞艇飞行控制系统的线性模型跟随设计

研究飞艇高空定点优化控制问题,针对飞艇在高空时空气舵面操纵不足、舵效控制力低,为解决上述问题,提出了采用气动力舵面和偏转螺旋桨复合控制的操纵模式对高空飞艇的姿态进行控制的方法。首先给出了采用气动力和螺旋桨拉力矢量组合控制的高空飞艇横侧向数学模型,把气动力舵面和偏转螺旋桨复合控制看作一个双输入单输出系统,采用线性模型跟随方法设计了姿态控制系统,使控制系统的性能尽可能地跟随给定的理想参考模型系统的性能。通过仿真表明偏转螺旋桨操纵控制可以有效弥补空气舵面效率的不足,所设计控制系统具有良好的动态品质,并验证了方案的可行性和方法的有效性。

具有扰动抑制的高空飞艇姿态控制系统设计

工作于距海平面20～30km高度的高空飞艇，虽然可以避免雨和暴风雪的影响，但依然受风和大气紊流的影响。为了克服这些外部扰动的影响，处于定点悬停阶段的高空飞艇，需要消耗大量的能量，而高空飞艇所能提供的能量是有限的，系统能耗将直接影响高空飞艇的负载能力和驻空时间。针对大气紊流对高空飞艇定点悬停阶段姿态调整的影响，利用内模控制设计原理具有通过设计内模，可以将扰动信号反馈到系统的输入端，由此便可以直接对扰动进行控制的特点，设计了高空飞艇纵向姿态控制器，仿真结果表明，所设计的内模控制器可有效地抑制大气紊流的影响。

高空飞艇航迹规划的多种随机搜索算法

针对高空飞艇的航迹规划问题进行了分析和计算。考虑到高空飞艇的飞行特征,首先对其航迹规划问题进行了适当简化,转变为求解巡回旅行商问题(TSP),并给出相应的数学描述;然后在此基础上介绍遗传算法、蚁群算法和模拟退火算法,并运用这三种随机搜索算法求解高空飞艇最优航迹;最后通过仿真算例简要地分析和比较了各个随机搜索算法的性能。仿真结果表明以上三种随机搜索算法对于解决规模较大的高空飞艇航迹规划问题是行之有效的,求解效率高于传统搜索算法。

高空飞艇螺旋桨车载试验系统设计与验证

针对高空飞艇螺旋桨低雷诺数高马赫数的气动特性,设计了一种车载试验测控系统,将螺旋桨、电机、电源和测控设备等安装在运输车上,通过改变螺旋桨试验海拔高度改变试验环境大气参数,得到不同密度下的螺旋桨性能。该测控系统使用一种组合式传感器天平,利用基于虚拟仪器的LabVIEW开发软件实现了试验数据采集和仪器控制,并根据车载试验的特点提出了车载试验的数据处理方法。通过对比分析车载试验的结果和CFD计算数据可知,二者基本吻合,从而验证了高空飞艇螺旋桨车载试验测控系统的可行性。

基于RT-LAB的高空飞艇半实物仿真系统设计

半实物仿真相较全数字仿真可更加高效、精确、快速的反应控制系统的控制特性,以RT-LAB仿真系统为半实物仿真工具,通过建立以高空飞艇为研究对象的半实物仿真系统。使用RT-LAB软件将数字仿真模型转换为半实物仿真系统所要求的实时仿真模型,通过对高空飞艇的飞行控制系统半实物仿真,验证了该半实物仿真系统的可行性以及高空飞艇的飞行控制系统正确性。试验结果表明,使用RT-LAB作为半实物仿真工具可以顺利的为飞行控制系统的试验验证提供有效的保障。