执行器故障下临近空间飞行器容错控制重构

临近空间飞行器飞行条件复杂、气动环境恶劣，极易导致飞行器舵面出现故障，容错控制是保证飞行器安全运行的关键，对此提出了一种基于观测器-控制器的有限时间高精度容错控制重构策略．首先，为提高容错控制的精确性，在故障影响下飞行器姿态模型基础上，设计了双层快速自适应滑模观测器，实现对包含故障、干扰等在内的综合干扰有限时间估计，避免了传统自适应增益的过估计，从而有效提高观测器估计精度；进一步基于观测器估计值设计容错控制器，获得故障影响下的期望控制力矩，实现飞行姿态的有限时间容错控制．其次，针对故障时气动舵面实际提供的控制力矩难以满足期望值的问题，引入推力矢量喷管作为补充执行器．考虑故障舵面特性，采用基于二次规划的最优控制分配策略，将期望力矩合理分配到气动舵面及矢量喷管上，通过矢量喷管补偿故障舵面力矩损失，实现执行器故障下控制重构.最后，通过数值仿真验证了所设计观测器的优越性，并验证了所提出容错控制重构策略的有效性．     

变推力轴线无人机的混合姿态控制

为提高无人机的自主飞行性能,提出了一种气动舵面偏转控制与推力偏转控制相结合的混合姿态控制方法。给出了推力可偏转情况下的飞机总外力和外力矩。讨论了总外力的变化对飞行机动性的影响,分析了推力力矩对气动力矩的操纵补偿效率。在常规无人机姿态控制系统的基础上,引入纵横向推力偏转角作为新的控制量,设计了飞行姿态控制系统的混合控制模式。对受气流干扰下的无人机姿态稳定控制进行仿真研究。结果表明,变推力轴线技术能够改善飞机在强气流干扰下的操稳特性,减小飞行姿态角偏差和气流角偏差,且对操纵舵面效率不足的问题具有补偿作用。     

空天飞行器跨大气层再入建模及姿态控制

为满足空天飞行器ASV(aerospace vehicle)再入轨迹优化、姿态控制等问题的需要,研究了ASV再入跨大气层飞行时的数学模型。所建数学模型所涉及的气动力和力矩系数是迎角、马赫数及控制舵面偏角的函数;反作用控制系统RCS(reaction contrlsystem)推进器属于开关型的,控制量可近似为常值开关型的量。考虑ASV在空气稀薄、气动舵面低效或失效且推力系统关机不能提供推力矢量的情况,设计了ASV飞行姿态控制系统,并通过仿真验证了所设计的控制系统在一定条件下的合理性和有效性。     

推力矢量发动机燃气舵系统的设计与分析

本文对推力矢量发动机燃气舵进行总体设计,构建燃气舵控制系统的仿真模型,为实用的推力矢量控制装置提供了有价值的参考。首先在大量试验的基础上,对推力矢量燃气舵进行初步设计,通过对燃气舵系统的受力分析,找出弹体和燃气舵之间的相互作用关系,推出了弹体和燃气舵片之间力的转换关系,燃气舵片偏角和舵机转角之间的转换关系,进而推导出燃气舵系统的铰链力矩;其次,对燃气舵系统进行力矩分析和力学转换,确定舵机系统受到的负载,结果表明,所设计的燃气舵曲柄滑杆传动机构能够有效减小铰链力矩对舵机系统的负载;最后,构建燃气舵系统数学模型,利用MATLAB对其进行仿真并取得了较好的效果,最终实现燃气舵系统的PID精确控制,为燃气舵系统的设计和控制研究提供了依据。     

推力矢量发动机燃气舵系统设计与分析

对推力矢量发动机燃气舵进行总体设计,构建燃气舵控制系统的仿真模型,为实用的推力矢量控制装置提供了有价值的参考。首先在大量试验的基础上,对推力矢量燃气舵进行初步设计。通过对燃气舵系统的受力分析,找出弹体和燃气舵之间的相互作用关系。推出了弹体和燃气舵片之间力的转换关系、燃气舵片偏角和舵机转角之间的转换关系,进而推导出燃气舵系统的铰链力矩。其次,对燃气舵系统进行力矩分析和力学转换,确定舵机系统受到的负载。结果表明,所设计的燃气舵曲柄滑杆传动机构能够有效减小铰链力矩对舵机系统的负载。最后,构建燃气舵系统数学模型,利用MATLAB对其进行仿真并取得了较好的效果。最终实现燃气舵系统的PID精确控制,为燃气舵系统的设计和控制研究提供了依据。     

三发矢量动力无舵面飞翼的技术验证

随着现代飞机设计技术的进步,传统的飞机布局和设计方法已经不能满足对飞机性能多样化的需求。而目前普遍飞行器的姿态控制都是依靠飞行器的舵面来完成的,但是传统舵面会带来隐身性降低、结构重量大、检修维护繁琐等诸多问题。为了提高控制飞行姿态的效率,该文在参考国内外飞翼布局飞行器的基础上设计并制作一款三发矢量动力无舵面飞翼验证机,验证飞行器的矢量动力装置代替飞行器舵面的能力。随着航空技术的发展,矢量推进技术越来越受到各个国家的重视,矢量技术可以提升飞机的机动性,抗失速性能,而无尾飞翼布局同样也受到航空界的广泛关注。该文将无尾飞翼布局与矢量推进技术相结合提出完全无舵面飞翼的设想,简化飞机结构,优化了整机的气动设计与结构架设。随着技术的发展,搭载了矢量动力系统的智能化飞行器将有一定前景。     

电传飞控系统舵面振荡故障检测的一种实现形式和符合性验证

电传飞控系统中处于故障状态的电子部件产生虚假正弦信号引起的振荡信号通过伺服控制线路传至舵面从而导致舵面振荡故障,舵面振荡会影响对飞机飞行轨迹的控制,严重的振荡故障可能导致飞机丧失结构的完整性从而造成更大的灾难,本文介绍了采用电传飞控系统的某型号对飞机振荡检测的一种实现形式,及振荡监控功能所完成的符合性验证工作。     

推力矢量燃气舵的受力分析及其模拟实现

在大量试验的基础上,首先进行推力矢量燃气舵受力分析,论述了推力矢量燃气舵和弹体间的相互作用关系,推出了力与力矩相互转换的转换矩阵,并应用该转换矩阵推导出燃气舵坐标系下的驱动铰链力矩.其次,对舵机系统进行大量模拟试验,以验证舵机系统在受到燃气舵力和力矩综合作用下的正确性,针对推力矢量舵机的受力情况提出了其模拟实现的初步方案.     

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。当时高度存在大误差时,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。     

基于动态面backstepping控制的高超声速飞行器自适应故障补偿设计

针对带有冗余舵面的高超声速飞行器纵向模型,考虑舵面出现卡死故障情况下,分别设计了基于backstepping的高度容错控制器与基于动态逆的速度跟踪控制器.在运用backstepping自适应设计高度控制器时,采用动态面设计方法,引入一阶滤波器,避免了设计中对虚拟信号求导带来的复杂计算问题.针对舵面出现未知故障(不确定故障模式、大小、发生时间)的情况,设计容错控制器结构,给出实现故障补偿控制的匹配条件,根据Lyapunov稳定性理论设计的控制器参数自适应律保证系统的稳定性与指令跟踪性能.针对舵面出现卡死故障的情况,仿真对控制算法进行了验证,得到了较理想的控制效果.     

飞艇森林巡防轨迹跟踪的滑模控制

为实现无人飞艇在森林巡防时的轨迹跟踪控制, 针对飞艇飞行运动的非线性、 耦合等特点, 提出一种滑模控制方法。基于牛顿第二定律等定理推导飞艇巡防飞行的精确数学模型, 并通过选取状态向量和控制向量, 将其数学模型描述为非线性控制系统。通过泰勒级数展开将非线性系统简化为线性系统, 并设计滑模控制律, 同时采用饱和函数的方法抑制了滑模控制中的抖振问题。基于Lyapunov稳定性理论证明了所设计控制系统的稳定性。仿真结果表明, 该方法的轨迹跟踪效果较为理想, 可实现无人飞艇对期望轨迹的精确跟踪。     

基于合成射流的高空飞艇分离流控制

采用数值模拟方法研究了基于合成射流技术的高空飞艇流动控制方法。将合成射流装置安放在飞艇表面,靠近分离线处,并沿分离线布置,通过合成射流口吹吸空气产生涡流,并将其注入边界层内来达到延缓流动分离,进而达到减阻和大迎角阵风减缓的目的。研究首先利用对原始飞艇进行仿真,找到分离线的位置,进而研究了合成射流口出射速度幅值不同时飞艇阻力系数的变化,并以此来分析合成射流的流动控制效果。结果表明,射流口吹吸速度幅值越大,时均减阻效果越好,但射流的能量消耗也越大,气动力的脉动幅值也大。在扣除合成射流本身的能量消耗影响以后,最优的时均控制效果发生在迎角30°左右。研究结果显示,合成射流可以用来降低飞艇小迎角下的巡航阻力,也可以用来控制大迎角情况下的瞬态气动力,从而作为阵风减缓措施。     

飞艇三维航迹控制研究

研究了在系统存在不确定性或外界干扰的情况下飞艇的三维航迹控制问题.根据飞艇空间运动数学模型的特点,基于滑模变结构控制关于不确定因素的不变性,采用不确定仿射非线性系统在满足匹配条件下输出解耦变结构的控制方法,设计了飞艇的三维航迹控制律.仿真结果表明,在系统存在不确定性或外界干扰的情况下,仍可使飞艇按照规划的航迹飞行.     

飞艇蒙皮振动对流场特性的影响

通过求解二维雷诺平均Navier-Stokes方程,采用SST两方程湍流模型对飞艇二维绕流流场进行数值模拟,重点分析飞艇蒙皮振动对流场的影响。为便于流场对比,在飞艇蒙皮的上表面给定一种沿流向传播的振动波型,通过调整振动的振幅、频率和波长,分析3种振动参数对流动分离和阻力的影响。研究结果表明:沿流向的蒙皮振动会使飞艇绕流流场产生显著变化。在一定振幅和频率条件下,随着波长的减小,流动分离加剧,阻力系数增加;在固定波长和频率条件下,随着振幅的增加,流动分离加剧,阻力系数增加;而在固定振幅和波长条件下,随着频率的增加,非定常效应增强,流动分离减弱,阻力系数减小;此外还发现,选取一定的振动形式和合适的参数可能起到抑制流动分离,从而减小阻力的作用,为高空飞艇减阻提供了一种技术途径。     

集逼近插值于一体的形状可调曲线曲面

为了使3次均匀B样条曲线曲面既可以在不改变控制顶点的情况下自由调整形状,又可以在不需要反求控制顶点的情况下轻松实现插值,这里在多项式函数空间上构造了含两组参数的混合函数,并由之定义了基于四点分段的多项式曲线和相应的张量积曲面.混合函数以3次均匀B样条基函数为特例.其中的一组参数控制曲线段的端点位置、曲面片的角点位置;另一组参数控制曲线段在端点处的切矢、曲面片在角点处的切矢.合理选择参数,可以使曲线曲面位于控制顶点的凸包内,或者插值内控制顶点.因此,这里用一个模型实现了对控制多边形或控制网格进行逼近和插值的统一表示.数值实验结果显示了方法的正确性与有效性.     

柔性飞艇主气囊不稳定构型阶段力学性能分析

为了揭示柔性飞艇主气囊不稳定构型阶段的力学性能,首先基于迭代薄膜性能法(IMP)编制可分析薄膜褶皱的子程序,通过对比不同单元类型充气管变形结果,找出一种合理的单元类型进行不稳定构型主气囊模拟.在此基础上,以9m柔性飞艇主气囊简化模型为对象,对简化模型在不同约束状态下不稳定构型阶段外形及应力进行分析.研究表明:气压梯度和模型约束是柔性飞艇主气囊在不稳定构型阶段力学性能的重要影响因素,模型从稳定构型到不稳定构型阶段开始的一段时间,形状变化不大,中间阶段模型发生较大的形状改变.不稳定构型阶段在约束部位较稳定构型时更容易发生强度破坏.研究结果对柔性平流层飞艇主气囊结构设计具有参考价值.     

边坡临界滑动面与临界可靠度滑动面对比分析

针对2个典型均质土坡,采用不平衡推力法计算滑动面的安全系数,从而构建了边坡可靠度分析的功能函数,随机产生一系列潜在可行滑动面;假定了不同的强度变异参数,分别利用蒙特卡罗法计算其可靠度指标,并与其确定性分析的安全系数进行了对比.研究结果表明：当滑动面的安全系数与其可靠度指标存在显著的单调对应关系时,临界滑动面与临界可靠度滑动面基本重合;而当两者之间不存在显著的单调对应关系时,临界滑动面与临界可靠度滑动面存在显著区别,对于均质土坡,两者的可靠度指标相差10%左右,而对于两层土坡而言,二者的可靠度指标相差高达70%.     

基于电动控制平流层飞艇排气阀设计与研究

排气阀是平流层飞艇压力调节控制系统的核心部件,其性能直接影响飞艇的安全运行。针对传统排气阀灵活性差以及控制精度不高等缺点,提出一种基于电动控制的平流层飞艇排气阀新方案。介绍了阀门的设计要求、结构特点以及控制原理。运用流体力学基本原理并结合地面测试试验,分析了排气阀的实际流量系数,获得了排气阀的精确流量。通过平流层飞艇飞行试验验证了新方案的可行性,结果表明,采用该方案的排气阀能够满足平流层飞艇飞行要求,为飞艇长时间飞行和压力调节提供了技术支持。     

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(signalmagnitudevector,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.