扇翼飞行器纵向运动建模与控制方法

扇翼飞行器是近年来发展起来的一种新型大载荷低速飞行器,在机翼上安装风扇吹气装置,将升力和推力结合起来,大大提高了飞行器的飞行效率,在民用和军事上都具有很高的应用价值.以某型扇翼飞行器为研究对象,在分析其结构特点和飞行原理的基础上,建立扇翼飞行器的纵向数学模型;并采用计算流体力学工具FLUENT模拟风洞试验确定数学模型中的各个参数,分析了自然飞机的系统性能;建立起的纵向模型为控制对象,采用易于工程实现的PID算法,并在Matlab下对控制律进行仿真实验,仿真结果表明了该控制律的有效性.     

基于LSTM的落速控制最优制导策略研究

针对高超声速飞行器末端速度控制的需求,在落角约束最优制导律的基础上,对制导律的量纲一过载特性进行分析,证明了通过调节制导参数,能够对飞行末端速度产生影响;进而提出了制导律末速控制的策略,并基于此提出了对气动偏差适应的制导律在线设计方案;采用LSTM深度神经网络,进行了制导律参数在线设计算法的实现;最后进行了弹道仿真,对所设计的制导参数在线设计算法进行验证. 仿真结果表明其在保证末端命中精度和落角满足指标要求的前提下,对弹道的末端速度控制能力有显著提升.      

无动力飞行器控制系统模型的计算机仿真研究

本文针对某无动力滑翔弹的气动特性和动力学模型,结合飞行器飞行运动特点,基于制导与控制技术的基本原理,在理想情况下,建立了该飞行器姿态控制和制导律的简化数学模型,并在一定的初始投放条件下对飞行器的飞行参数进行了大量的计算和仿真,提出了无动力飞行器的控制方法和计算机软件实现仿真的技术途径。仿真结果表明控制系统具有一定的稳定性和精度。     

带末端角约束的跃升俯冲攻击控制律设计

飞行器在末段进行跃升俯冲攻击,可以增加突防能力,发挥其攻击效能。为解决飞行器在末段机动飞行过程中气动参数变化剧烈、各通道间严重耦合、对控制器鲁棒性要求较高的问题,设计了一种基于反演法的跃升俯冲攻击控制律。设计过程中,非线性控制律由反演法回推得出,通过引入一阶滤波器,避免了设计过程中对某些非线性信号的微分,降低了控制律的复杂性。并且利用Lyapunov稳定性理论证明了系统误差指数收敛。在考虑未知不确定性的情况下,对某飞行器进行了3种不同跃升俯冲攻击方案仿真,结果表明该控制律能很好地跟踪控制指令,实现飞行器的跃升俯冲攻击,飞行弹道平滑,鲁棒性好。     

微小型变体飞行器建模与控制系统设计

研究了机翼可后掠变形的微小型变体飞行器动力学建模和飞行控制系统设计方法. 通过状态点选取、气动参数计算和数据拟合插值,建立了变体飞行器的动力学模型. 针对模型的特点,提出了一种以参数空间方法为基础的变体飞行器飞行控制系统设计方法,通过计算机辅助算法,设计了纵向通道控制系统. 仿真结果表明,所设计的公共固定增益控制器能够使得变体飞行器在不同飞行阶段始终具备要求的动态特性,具有可行性和工程实用性.      

仿生蝙蝠扑翼飞行器设计及气动特性分析

研究仿生蝙蝠扑翼飞行器扑翼过程中的气动特性,分析蝙蝠扑翼飞行周期的扑动流程为展开—下扑—收缩—抬升,将飞行器翅翼主要分为驱动机构及折叠机构.运用UG软件进行三维建模后建立数学模型,并利用ADAMS软件仿真验证,分析得到扑翼飞行器运动参数.采用ADAMS-XFlow联合仿真,考察不同翼型、来流速度和扑动频率对气动特性的影响.仿真结果表明,本文设计的扑翼飞行器半椭圆翼飞行参数优于矩形翼;3 m/s的飞行速度为最佳飞行速度;扑动频率应控制在2 Hz.仿真结果能够为扑翼飞行器结构设计选型、飞行环境及飞行参数设定等提供理论参考.     

一种基于STM32的四旋翼飞行器控制器

针对四旋翼飞行器,设计并实现了一种基于STM32的微型飞行控制器．以新型ARM Cortex-M3内核微处理器STM32作为计算控制单元,对飞行控制器进行了模块化设计,包括主控、惯性测量、执行驱动等单元模块．给出了系统软件设计流程,研究了一种基于分布式融合滤波器的飞行姿态解算方法,并针对四旋翼飞行器的控制特点设计了控制律．实验表明控制器方案合理有效．     

基于L1自适应控制律的无人机滚转控制

在飞行器参数变化时,L1自适应控制相对于传统比例积分微分(proportional integral derivative,PID)控制方法具有理想的控制效果.针对某型存在参数不确定性的无人机,建立了无人机横侧向动力学模型,在对L1自适应控制理论进行研究的基础上,分别设计了L1自适应控制律和比例微分(proportional derivative,PD)控制律,通过算例仿真,对比分析了这两种控制律对无人机滚转角的控制效果.结果表明,L1自适应控制律具有良好的抗飞行器参数变化能力,鲁棒性强,对无人机飞行控制系统设计具有重要的参考价值.     

高超声速飞行器飞行动力学特性研究

为获得舵面操纵、高度和质量变化引起的非线性动力学特性的变化情况, 基于连续算法分别求取舵面、高度和质量与各个状态量所组成的平衡面。根据所求平衡面, 基于岔理论对高超声速飞行器全局稳定性进行分析研究。分析结果表明, 相较于传统的基于线性化方法对高超声速飞行器的稳定性所进行的研究, 分岔理论能更全面地揭示高超声速飞行器的动力学本质特性, 为气动布局设计和优化, 以及飞行控制律设计提供有力的支撑。     

基于PSO的自抗扰飞行控制律参数优化方法

提出了一种基于粒子群优化(PSO)的自抗扰(ADRC)超机动飞行控制律参数优化方法.分析了自抗扰超机动飞行控制律的参数取值和调节问题,讨论了扩张状态观测器(ESO)中非线性函数的系数对系统性能的影响,并给出了系统的性能指标函数.在给定的参数范围内,采用标准的PSO算法对ESO中非线性函数的系数进行了参数优化,优化结果表明:这种算法可以按性能指标搜索到近似的最优参数.采用该算法得到的参数对超机动飞行控制律进行了数字仿真.仿真结果表明:控制律具有良好的动态和稳态性能,该参数优化方法是有效的.     

多场载荷作用下舵面蒙皮响应分析

试验研究表明,导弹舵面在工作环境中承受严酷的气动力载荷、气动热载荷和噪声载荷。多种载荷相互影响使舵面产生剧烈振动,严重影响打击精度;甚至导致蒙皮开裂引起疲劳失效。以某型号导弹C/SiC复合材料舵面蒙皮为研究对象,基于WORKBENCH/VA-ONE程序平台,将自定义函数(UDF)建立的热流固耦有限元控制方程和边界元声场控制方程相结合,推导出改进的耦合边界元/有限元法(BEM/FEM)计算模型。通过此方法数值模拟导弹真实飞行环境,计算出了蒙皮表面危险点位置和不同飞行环境下响应特性;结果表明,通过改进的耦合BEM/FEM计算模型,能够较准确地反应导弹在真实飞行环境下舵面蒙皮响应特性随环境变化特征,为导弹舵面可靠性设计提供了一种有效的数值计算方法。     

仪表飞行仿真系统的实现

为缩短训练飞行员的周期,提高训练飞行员的质量,设计并实现了一种仪表飞行仿真系统。对系统中使用的各种技术进行了深入的研究,包括应用系数构造法实现空气动力学模型,采用基于组件的方式实现控制系统模型部分,应用树形结构组织管理各种数据以及使用XML(extensib le M arkup Language)语言定义配置文件等。在控制系统部分还给出应用基本控制组件实现PID(Proportional Integral Derivative)反馈控制器。这种基于组件的方式有效地提高了控制系统的灵活性及可扩展性。该仪表飞行仿真系统已应用到国产某型号飞机飞行员训练中,如果不加控制信号,可保持平飞状态30 s左右,非常接近实际飞行状态。实践证明,该系统在实时性和仿真度等方面均符合需求。     

基于μ综合的空空导弹纵向鲁棒驾驶仪设计

为解决新一代空空导弹飞行包线大、飞行环境复杂和气动参数变化剧烈的特点所带来的控制难题,采用μ综合方法对不确定性与扰动界的估计以及执行机构特性等,选取了不同环节的权函数,设计了算例空对空导弹纵向鲁棒驾驶仪.对设计结果进行了性能分析,并与传统的PID控制方法进行了比较,结果显示在0.01～100 rad/s范围内,采用μ综合控制器的闭环系统结构奇异值几乎在所有频率范围内都小于PID控制器,前者对建模不确定性和扰动的抑制能力要大大优于后者.     

高速滑坡飞行气动特性的风洞试验研究

国内外已发生的许多大型高速滑坡在近程活动阶段均呈现飞行运动，高速滑体如同机翼一样，将产生机翼效应。这种空气动力学效应不仅使滑坡飞行得更远，而且使位能更多地转变成滑坡飞行的功能，使滑体获得更大的速度，将高速滑体制成相似的机翼模型，进行风洞试验，即可测定滑坡凌空飞行的空气动力学参数，从而计算大型高速滑坡凌空飞行的空气动力升力、飞行速度和飞行距离等。风洞试验结果表明：高速滑坡体的几何形与结构、飞行姿态对高速滑坡飞行气动特性有显著影响，而飞行速度对气动特性的影响甚小。     

导弹高度控制系统的变结构设计

飞行高度是评价导弹性能的一项重要战术指标。传统的导弹高度控制系统采用PID控制，但对超低空掠海飞行的导弹，必须处理好各种干扰问题。为此提出了采用变结构高度控制的方法。介绍了导弹的高度控制系统的变结构设计。仿真结果表明，本方法设计简单，且有优良的鲁棒性，效果比PID控制优越，易于实现数字控制等优点。     

基于鲁棒PID-模糊复合控制的随动系统研究

某型导弹随动系统动力学模型的复杂性及客观环境中的干扰因素,使传统单一模式的控制难以达到预定的要求,有必要寻求鲁棒性强且大误差可控的控制策略.针对模型参数及外界干扰的不确定性,在对该型导弹随动系统的控制方式进行分析研究的基础上,设计一种基于模拟退火算法(SA)优化的模糊控制和鲁棒PID控制的复合控制方法,并用MATLAB软件进行数值仿真.仿真结果表明,复合控制系统的各项性能都比原系统有显著提高.     

模糊滑模变结构控制设计

为了削弱滑模控制的颤振现象,提出了模糊趋近律的方法,即利用模糊控制器实时调整滑模控制的趋近律参数．该方法既保证了控制系统的快速性和鲁棒性,又能够有效地削弱颤振．另外,控制系统设计简单,便于工程应用．最后,以实例进行了仿真研究,仿真结果证明了所提出方法的有效性．     

具有弹道修正功能的引信设计

该文提出一种基于磁探测技术和全球定位技术的弹道修正引信,在弹药飞行过程中,GPS接收机将实时空间位置信息传递给控制模块,同时磁阻传感器将实时三维磁信息传递给控制模块,由控制模块进行信息处理,计算出弹药的各个时刻的飞行姿态,和理论弹道中特征点的理论姿态信息进行比较,通过点火喷嘴进行弹道修正。在理论炸点位置或理论炸点姿态时刻,由控制模块发出起爆命令进行起爆。具有弹道修正功能的引信可以提高弹药的命中精度和毁伤效能。     

一种改进反坦克导弹高原适应性的非线性控制方法

为了解决某反坦克导弹高原飞行适应性的问题,从分析导弹的频域特性和制导系统参数出发,研究导弹在高原使用时的特性. 引入非线性控制方法,对制导回路纵向和横向通道的参数进行改进设计,用数字仿真对改进的有效性进行验证. 仿真结果表明,采用非线性控制方法进行设计能够有效提高制导系统在高原条件下的稳定性,改进后的导弹性能满足高原使用要求.     

飞行器概念设计中多学科优化模型的研究

多学科优化技术的发展有效地提高了飞机的设计水平,同时提高了设计人员对非常规布局飞机的设计能力。以一种双后掠飞翼布局飞机为研究对象,建立新的优化模型对其进行气动、结构优化。优化过程分为系统级优化和学科级优化。在系统级优化中,航程定义为飞机全局性能指标。在学科级优化模型中,把升阻比和展向气动载荷分布的综合气动性能作气动学科优化目标,结构重量作为结构优化目标。优化结果表明,优化模型可以高效的运行,优化方案更接近最优解。