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。

基于多滑模控制器融合的高超声速飞行器再入段跟踪控制方法

针对高超声速飞行器再入段滑模跟踪控制存在的抖振剧烈问题,提出一种基于多滑模控制器融合的跟踪控制方法.该方法采用动力学模型对高超声速飞行器再入过程进行描述,建立高超声速飞行器的攻角、侧滑角和倾斜角跟踪控制方程,结合准二阶连续滑模控制器和超螺旋滑模控制器对再入段进行分阶段的跟踪控制,分别削弱抖振影响,提高跟踪控制性能.通过模型仿真对所提跟踪控制方法的有效性和可行性进行验证,结果表明该控制方法可有效实现高超声速飞行器的轨迹跟踪,在控制力矩响应和姿态角速度跟踪误差积分值上较传统方法具备明显优势,可有效抑制抖振,提升飞行稳定性.

基于改进稀疏A~＊算法的高超声速飞行器航迹规划技术

文章首先全面分析高超声速飞行器航迹规划的特殊性,然后对威胁场模型和规划过程中所要考虑的几何约束、性能约束、热流约束、燃料/路径等约束条件进行建模,再将航迹规划问题划分为参考航迹规划和可飞航迹规划两部分,设计高超声速飞行器航迹规划完整流程和一种改进的变步长稀疏A*算法,最后进行了仿真分析。仿真结果表明:规划出的航迹满足高超声速飞行器各种可飞行要求,并能够避开各种威胁,且规划时间短,稳定性好。

折叠式变体飞行器轨迹优化及控制分析

针对临近空间高超声速飞行器存在的问题,设计了一种折叠翼飞行器,可以通过折叠机翼来适应各种飞行状态,保持最优的气动特性。并针对临近空间滑翔式高超声速的特点,采用高斯伪谱法对固定翼飞行器和折叠翼飞行器的轨迹优化,通过将折叠翼飞行器与传统固定翼飞行器在射程能力、规避热流能力方面进行对比,提出了一种综合目标的轨迹优化思想。设计的折叠翼飞行器相比传统固定翼飞行器性能更加优越,更适合临近空间环境,提高了17.67%的航程,减少了热流率峰值的35.72%,并通过控制系统的设计和仿真加以验证,仿真结果表明变体飞行器机动能力相比固定翼飞行器有了显著的提高。

高超声速伸缩翼变形飞行器轨迹多目标优化

针对高超声速条件下变形技术的应用模式,对具有伸缩翼的组合式飞行器滑翔弹道进行了多目标优化研究。介绍了伸缩翼的变形模式,给出了不同变形状态下的气动特性;建立了三自由度滑翔轨迹动力学模型和伸缩翼前缘热流计算模型;采用MOEA/D多目标优化算法,以变形条件和飞行攻角为设计变量、以最大射程和最小翼前缘总吸热量为目标函数,进行了多目标优化计算。优化结果表明,MOEA/D计算得到了相对均匀分布的Pareto最优解集,将伸缩翼外形与无变形外形相比,飞行器滑翔段射程得到了显著提高,同时伸缩翼前缘总吸热量有明显的降低。

改进多段高斯伪谱法的近空间可变翼飞行器小翼伸缩优化研究

针对Gauss伪谱法在处理近空间可变翼飞行器最省燃油轨迹优化与可变小翼伸缩状态的最优关系等问题时存在计算量大、计算效率低下、优化精度低等缺陷,本文提出一种改进的多段整合优化的高斯伪谱法的求解策略。考虑到本文研究对象带有可伸缩小翼的特殊性及飞行过程中声速、密度、地球引力及发动机推力变化等因素的影响,对爬升模态进行合理分段,建立多段优化模型,应用本文所提的改进方法进行了整体优化仿真试验。通过数值仿真得到整个爬升各子段的最少耗油爬升轨迹及小翼伸缩状态。仿真结果表明:改进后的优化方法在计算时长、优化精度等整体性能上得到了进一步的提升。

近空间可变翼飞行器爬升段小翼伸缩优化研究

针对近空间可变翼飞行器爬升段小翼伸缩和节省燃油消耗等问题,综合考虑飞行器在近空间飞行声速变化、密度变化、地球引力及发动机推力变化等因素对飞行爬升轨迹的影响,结合可变翼飞行器小翼可伸缩的优势,研究最省燃油的小翼伸缩爬升轨迹,本文提出一种基于高斯伪谱法的求解策略。利用插值拟合得到飞行器小翼伸缩时的气动数据;将高斯伪谱法和序列二次规划算法相结合,对控制量、状态量、边界条件、路劲约束等问题进行优化求解,得到最省油量爬升轨迹以及小翼的伸缩变化过程。仿真结果表明:该方法对于近空间可变翼飞行器爬升段小翼伸缩具有良好优化效果,可节省大量的燃料供飞行器巡航段使用。

高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹分析

提出了一种高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹设计方法,并对弹道特性进行了仿真。首先介绍了高超声速助推-滑翔式飞行器的概念和它的基本弹道轨迹,分析了传统轨迹设计中的不足。然后提出了一种机动程序和发动机短暂点火相结合控制跃起,综合考虑实时精确的空气动力、地球引力以实现跳跃式飞行的弹道轨迹设计方法,并在机动控制程序不变时对点火次数、点火高度和推力大小进行了弹道仿真分析。仿真结果显示了该方法的可行性、整体设计上的优势以及在增大射程、提高突防能力上的性能优势。

基于拟平衡滑翔的再入轨迹快速规划方法

针对高超声速飞行器多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于拟平衡滑翔条件的三维再入轨迹快速规划方法;该方法充分利用滑翔式高超声速飞行器的再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件,将过程约束转化为对倾侧角的约束;纵向轨迹规划采用直接规划倾侧角的方法,在倾侧角约束空间中利用内插的方法得到倾侧角剖面;侧向规划采用横程约束走廊确定倾侧角的反转时刻;最后,对该轨迹规划方法进行了算例分析,结果表明:该轨迹规划方法能够在满足各种过程约束和终端约束的情况下快速完成再入轨迹规划。

高超声速变体飞行器弹道设计优化技术进展

变体技术能够提升高超声速飞行器大空域宽速域飞行能力,有效提升突防性能、射程等关键指标。作为高超声速变体飞行器总体设计的重要环节,变体弹道方案设计与优化是改善全程飞行适应能力、提升变体飞行收益的主要技术手段。通过文献调研,综述了高超声速变体飞行器弹道设计与优化关键技术进展。回顾了高超声速飞行器与变体技术的发展历程,综述了高超声速变体飞行器研究现况。针对高超变体弹道建模设计需求,介绍了高超声速变体方案设计、气动力/热建模、气动力/热预示等方面的研究情况,简述了弹道方案优化技术研究进展。展望了高超声速变体飞行器弹道设计优化未来亟待深入研究的方向。

基于改进粒子群算法的高超声速飞机爬升轨迹优化

装备涡轮基组合动力发动机的高超声速飞机,其推力特性不同于传统的涡扇发动机,因此传统飞机的爬升策略不再适合这类高超声速飞行器。在分析了飞机爬升段数学模型的基础上,基于改进粒子群优化算法,针对某高超声速飞机模型飞行剖面爬升段,以最小燃油消耗为目标进行轨迹优化设计。通过仿真计算,优化后的爬升段飞行轨迹能有效减少燃油消耗,证明了优化方法的可行性。