跨声速轴流压气机转子Rotor37周向槽机匣处理的数值研究

以跨声速压气机转子Rotor37为研究对象,采用商业软件NUMECA数值研究了单槽处理机匣的轴向位置对于压气机性能及内部流场的影响。周向槽处理机匣的宽度为3 mm,深度为10倍叶尖间隙,即3.56 mm,起始位置分别位于轮缘机匣尖部型面的10%、20%、30%、40%、50%相对弦长处。数值计算结果表明:原始光壁压气机转子的失速原因为叶尖泄漏流动引发的低速区对于尖部叶片通道的堵塞,其稳定工作裕度为14.74%。采取的周向槽机匣处理能够改变转子叶尖流动堵塞状况。当机匣处理起始位置位于30%相对弦长时,压气机转子稳定工作裕度的提升量最大,相比原始压气机转子的稳定裕度提高了1.86%。     

基于事件触发机制和最小学习参数的FAHV指定时间收敛自适应控制

针对当前吸气式高超声速飞行器自适应控制结果仅能实现误差渐近收敛于预设包络、神经权值在线更新存在计算爆炸、对机载资源过度占用的难题,提出了基于事件触发机制和最小学习参数的FAHV 指定时间收敛自适应控制方法。首先,阐述了一种不依赖精确误差初值同时又能确保误差指定时间收敛的改进预设性能控制机制;其次,构建了用于FAHV 干扰辨识的相对阈值事件触发神经网络;最后,设计了相对阈值事件触发控制算法,有效降低了闭环控制器对通信资源的消耗,在非等周期信号传输的基础上实现了良好的控制精度。仿真结果表明,所提方法能够在低计算与传输资源消耗下对高度/速度参考信号实施指定时间跟踪。     

高超声速飞行器再入突防轨迹快速优化

针对含路径点和禁飞区约束的再入突防轨迹快速优化问题,提出了一种基于自适应hp 伪谱法的多阶段求解策略. 给出了含路径点、禁飞区、热流、过载、动压等约束条件的轨迹优化模型,利用Radau伪谱法将最优控制问题转化为非线性规划问题. 引入内点（连接点）概念,将路径点、禁飞区转化为内点约束,统一于一个优化框架内,结合自适应节点配置方式,在通用优化软件包内实施这一思想. 仿真结果表明,该方法能够更精确地捕捉状态变量、控制变量的不连续性、非平滑性及禁飞区的边界切点,适合求解含路径点和禁飞区的突防轨迹快速优化问题.     

三维后体/尾喷管一体化构型优化设计及性能分析

针对高超声速飞行器后体/尾喷管一体化构型,以飞行马赫数6.5,飞行高度25km为设计条件,综合使用二维型线优化和三维关键参数优化,对构型的升/推力性能进行了优化设计.首先基于二维型线,采用三次B样条曲线对上膨胀面型线进行参数化,计算流体动力学(CFD)进行性能评估,序列二次规划(SQP)方法作为优化方法,建立了优化设计流程,在优化迭代中利用局部网格重构技术提高计算效率.在二维优化的基础上设计了三维后体/尾喷管一体化构型,获得了下膨胀面/后体长度比l/L、下膨胀面倾角ω、出口高度/后体长度比H/L及等关键参数对一体化构型升力、推力等性能参数的影响规律.研究发现在此条件下,当l/L=1/6,H/L=0.35,ω=10°时,后体/尾喷管一体化构型的综合性能最优.此外,加装侧板可以有效防止侧向的高压泄露,有助于提升飞行器的升力和推力性能.     

高超声速制导炮弹终端滑模控制

针对高超声速制导炮弹的动力学耦合与非线性控制问题,设计一种基于反馈线性化的终端滑模控制器。首先,兼顾控制系统设计的简便性要求与高超声速制导炮弹的强非线性特点,建立非线性控制模型。然后,对模型中动力学耦合问题,根据微分几何理论对其进行反馈线性化,实现俯仰通道与偏航通道的解耦。最后,对两通道分别设计终端滑模控制器,且控制器有限时间收敛。仿真结果表明,所设计的控制器能够快速稳定的追踪指令信号,且在外界干扰与参数摄动的情况下依然具有良好的鲁棒性。     

高超声速飞行器再入段的动力学建模与仿真

高超声速飞行器的动力学建模对于进行控制系统的设计和仿真来说是非常重要的.与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度和高度跨度大、变化快,高超声速飞行器的飞行动力学特性相当复杂.为了研究高超声速飞行器的一些本质的动力学特性,选择再入段进行分析,建立了再入段的高超声速动力学模型.利用风洞实验数据,建立了空气动力学数据库,并且对模型进行了不确定性分析.在模型的基础上,讨论了高超声速飞行器再入段的控制系统的设计方法.最后,在MATLAB/SIMULNK中进行了控制系统仿真,仿真结果表明在60公里到着陆点控制系统能够很好地控制动力学模型跟踪制导指令.     

基于改进Jerk模型的高超声速滑翔目标跟踪

临近空间高超声速滑翔目标具有高速、高机动的运动特性,为了提高其跟踪精度,对现有的Jerk跟踪模型提出改进。首先将一阶AR模型的思想运用到模型参数的实时估计中,在目标状态方程和量测方程中引入了相关参数,然后构建了基于改进Jerk模型的参数自适应Kalman滤波算法,在目标状态估计的同时能够对模型参数进行自适应调整。最后基于HGT仿真轨迹对所提模型与传统的Jerk模型进行比较,仿真结果证明了改进Jerk模型对HGT跟踪的有效和优势。     

2019年临近空间科学技术热点回眸

 概述了2019年临近空间科学技术的研究热点：在临近空间原位进行科学探测的高空科学气球扮演了主角;其他临近空间飞行器在平台技术研究与试验方面也取得了不同程度的进展;多型高超声速飞行器已经装备部队;太空旅游商业公司维珍银河上市,商业化的太空旅游又近了一步。     

滑翔式飞行器高空自适应跟踪制导控制方法

针对具有较大机动能力的滑翔式高超声速飞行器在复杂高空环境再入的问题,提出了一种基于LQR （线性二次调节器）的多状态自适应跟踪制导方法.该方法基于飞行器量纲一化的再入运动模型,考虑滑翔式飞行器各特征参数和飞行约束设计出基本安全飞行走廊,用拟合法将标准弹道综合成航程-高度-速度-航迹角函数.然后设计了基于LQR的多状态跟踪制导律,并采用多项式拟合法实现全弹道制导律的增益调度函数;形成了一套完整的滑翔式飞行器再入过程基于标准轨道的多状态LQR制导方案设计.并通过仿真计算,验证了该制导方法,表明该方法是有效、高精度的飞行器高空自适应跟踪制导方法.      

基于RCMAC干扰观测器的高超声速飞行控制

利用自回归小脑模型神经网络(recurrent cerebella model neural network, RCMAC)良好的非线性逼近能力和自学习能力,结合反馈线性化和反演控制方法,提出了一种自适应非线性控制策略,用于高速再入飞行器控制系统的设计。该方案将RCMAC干扰观测器(recurrent cerebella disturbance observer, RCDO)用于估计系统模型的不确定项,同时采用反演控制方式设计伪线性控制项,并利用符号函数逼近误差的上界,根据Lyapunov稳定性理论设计了权值更新规则,保证闭环系统信号有界。高速再入飞行器的六自由度仿真结果验证了方法的有效性和鲁棒性。