高超声速再入飞行器不确定性分析与μ综合控制

针对高超声速飞行器再入过程中飞行包线大,飞行环境复杂,其间各种复杂的力学过程不可能完全精确地考虑在控制系统设计模型中,存在大量不确定参数的特点,为了便于鲁棒控制器设计,提出了基于最坏情况增益(WCG)灵敏度分析的不确定参数简化方法,在保证不丢失大量WCG信息的情况下,简化模型不确定参数个数;然后基于简化不确定模型和μ综合方法进行姿态控制系统设计;最后通过高超声速再入飞行器横侧向鲁棒控制器的实例设计与仿真分析,验证分析与设计方法的有效性。结果表明,基于WCG的参数灵敏度分析方法能有效地简化模型不确定参数,在保证控制系统鲁棒性的同时可提高控制器设计效率。

高超声速巡航飞行器机体/推进系统一体化设计参数灵敏度分析

建立了高超声速巡航飞行器机身/推进系统一体化设计模型,对高超声速巡航飞行器机体/推进系统设计参数对性能的影响进行了分析,提出了一种新的设计参数灵敏度分析方法和设计参数取值域界定方法,确定了各设计参数的影响等级并对设计参数取值域进行了划分。

高超声速伸缩式变形飞行器再入制导方法

针对高超声速变形飞行器再入制导问题,提出了一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器外形方案,建立了含有展长变形量的气动模型和动力学模型。将该变形飞行器的展长变形量扩展为控制变量,分析了倾侧角、展长变形量和终端航程、高度之间的关系。在此基础上,利用倾侧角和展长变形量在线预测剩余航程和终端高度,通过数值方法校正2个控制量以满足航程约束和高度约束,通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明:该变形飞行器再入制导方法制导精度高,相比于传统固定外形飞行器终端约束能力更强、轨迹更加平滑,且在扰动条件下具有一定鲁棒性。

基于CFD的高超声速飞行器模型建立及面向控制建模研究

针对高超声速飞行器带有非线性、强耦合等特性的复杂模型分析问题,采用计算流体动力学(computationalfluiddynamics,CFD)方法,在构建机身三维结构的基础上,设置计算流域、计算网格、计算模型,得到不同飞行状态下的关键气动力数据,并结合数据拟合技术,获得了多项式形式的气动力数学模型。考虑包含过多交叉耦合项和高阶项的模型形式过于复杂给控制器设计带来难题的问题,采用基于蒙特卡洛仿真的敏感性分析方法,从影响模型使用的风险因素入手,将模型中的拟合参数视为简化模型中的风险因素,结合模型状态输出建立安全性评价指标,利用敏感性参数分析技术给出面向控制建模分析的数学模型。结果表明:基于敏感性分析定量指标获得了简化后易于控制器设计的面向控制高超声速飞行器的数学模型。

高超声速运载器宽速域气动/推进耦合建模与分析

为了满足吸气式高超声速运载器在初步设计阶段的宽速域模型需求,基于流线追踪和高超声速气动理论建立独立于构型的宽速域压力和摩擦力壁面分布气动模型;以准一维流理论为基础,建立包含边界层和跨声速特性的宽速域双模态超燃冲压发动机模型.对于典型工况,2种模型的仿真结果与试验结果误差分别不大于2%、3%.在所建立模型的基础上,提出前体/进气道和后体/尾喷管力系的解耦/耦合策略,建立气动和推进学科的宽速域一体化耦合模型及仿真平台.针对某吸气式高超声速运载器的分析发现一体化设计的吸气式高超声速运载器存在严重的非线性气动/推进强耦合,认为所建立的耦合模型在精度满足一定要求的条件下能够定量/定性地评估气动/推进的耦合效应,有助于吸气式高超声速运载器的构型设计、地面仿真和控制研究.

基于神经网络的高超声速飞行器偏离稳定判据灵敏度分析

首先针对高超声速飞行器全通道耦合偏离稳定判据中多参数耦合影响问题,考虑Winged-Cone模型动力学特性,对稳定性判据进行合理简化。然后考虑传统多项式响应面数据拟合精度不足的问题,对比多种神经网络与多项式响应面的拟合精度与鲁棒性,选取综合性能最优的径向基神经网络实现气动数据拟合,为灵敏度分析提供快响应与保精度的数据支撑。最后分析攻角、马赫数等参数的灵敏度,并采用蒙特卡洛仿真计算不同攻角范围下的偏离稳定概率。结果表明,在参数取值范围内,判据中全局灵敏度从大到小依次为:攻角、舵偏角、马赫数、转动惯量,且在[4°,12°]、[12°,20°]攻角下偏离稳定概率相对较高。

高超声速飞行器快速气动设计方法研究

针对概念设计阶段需对众多外形设计方案进行比较、分析和筛选以及大量使用CFD面临的挑战,提出了可用于高超声速飞行器概念设计的快速气动设计方法。该方法运用Open VSP实现对飞行器几何外形高精度参数化建模,气动力计算使用自主开发的一种基于当地表面斜度法和参考焓法的高超声速飞行器气动特性快速工程计算工具。最后以类X-37B飞行器为例进行气动敏感度分析,表明该方法具有较高的效率和精度。