高超声速飞行器技术研究进展

 高超声速技术作为新世纪航空航天的标志性技术,已成为国内外军事、航天领域关注的重点技术。对高超声速飞行器进行了分类,对国外主要军事大国高超声速飞行器的发展路线、总体方案、性能参数等进行了梳理,围绕对高超声速飞行器发展产生重要影响的气动设计技术、高超声速推进技术、高超声速结构热防护技术、高超声速制导控制技术,剖析了技术发展特点和技术发展方向。基于国外高超声速飞行器的型号发展和投入方向,认为高超声速滑翔飞行器将成为高超声速领域优先发展领域。     

2015-03 国内期刊亮点

专刊推介高超声速流动研究工作高超声速飞行器是国际上研究的热点,也是我国着力发展的重要武器装备之一。高超声速流动问题,作为高超声速飞行器研制中的关键技术问题,受到国内外高度重视。2008年,美国国防部组织实施的国家高超声速基础研究计划列出的6大基础科学问题,有4项属于高超声速流动问题范畴。我国为推动高超声速飞行器的发展,     

高超声速飞行器建模与自主控制技术研究进展

 高超声速飞行器是国内外研究的热点问题。综述了高超声速飞行器建模与自主控制问题。阐明了高超声速飞行器的特点及控制难点,列举了典型的高超声速飞行器模型,从机理推导方法、计算流体力学（CFD）实验方法、模型简化技术和模型验证技术方面介绍了高超声速飞行器建模的研究进展,从传统滑模控制、高阶滑模控制、反步控制、自适应控制、轨迹线性化控制方面阐述了高超声速飞行器自主控制的研究进展,探讨了高超声速飞行器仿真平台开发的研究趋势。     

高超声速飞行器，未来战场“明星”

正高超声速飞行器是大国竞相发展的新型武器装备,最近俄罗斯承认正在研发"Kh-95"新型远程高超音速导弹,美国空军"AGM-183A"高超声速空射快速反应武器原型进行夏季测试(再次失利),法国也即将对其全尺寸高超声速巡航导弹样机进行试飞。     

基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法

由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极为不准确的。针对这一特点,研究了一种基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法,利用粒子群算法对模糊控制器参数寻优,使该控制方法具有强鲁棒性,高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持很高的控制精度。仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地克服气动参数的不确定性,准确地跟踪飞行器的高度和速度指令。     

基于SDRE方法高超声速飞行器控制系统设计

高超声速飞行器拥有复杂且易变的气动特性,为确保高超声速飞行器在复杂的飞行条件下,拥有稳定的飞行特性、良好的控制性能。针对高超声速飞行器非线性模型,采用状态相关的Riccati方程(State-Dependent Riccati Equation,SDRE)方法设计高超声速飞行器控制系统,利用改进的Newton法对控制器进行求解,同时在高超声速条件下进行仿真,验证了SDRE方法在高超声速飞行器控制系统中的可实现性及优越性。     

高超声速飞行器建模研究

该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型,研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法,并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究,了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。     

形形色色的高超声速武器（二）：助推滑翔飞行器

正高超声速助推滑翔飞行器利用助推火箭达到高超声速或从近地轨道离轨再入大气层,在无动力条件下,仅依赖气动力进行滑翔飞行。高超声速助推滑翔飞行器是在一定初速下,依靠气动升力和离心力,克服自身重力,在大气层内做远距机动滑翔的飞行器。其显著特点是利用助推火箭达到高超声速或从近地轨道离轨再入大气层,在无动力条件下,仅依赖气动力进行     

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。     

高超声速飞行器上升段轨迹设计

由于高超声速飞行器自身的飞行特点,其轨迹设计一直存在很多困难.高超声速飞行器受到各种气动、结构、过载的约束,在飞行器的上升段这些约束对轨迹的影响更为明显.因此,设计高超声速飞行器上升段轨迹需重点考虑这些约束问题.基于这样的思想,通过建立飞行器的动力学模型及最优控制模型,并进行了合理的模型转换,通过仿真计算得出了高超声速飞行器上升段的轨迹.结果表明,设计方法合理可行,可为以后类似的工作提供参考和帮助.     

高超声速 空天利器

<正>一段时期以来,关于高超声速飞行器的新闻频频占据媒体的醒目位置。听起来很炫的这个东西,到底是什么呢?所谓"高超声速飞行器",是指飞行速度超过5倍声速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器。那么,这类飞行器有什么特殊,以至于要专门为它们取这样一个名字呢?要弄清楚这个问题,我们可能还得回过头去,从人类的飞行进化史中找寻答案。     

战争将进入读秒时代

在周星驰的电影《功夫》中,火云邪神面对着斧头帮,曾说过这样一句话:"天下武功,唯快不破!"而在军事装备领域,这句话也同样有效,其典型代表就是"高超声速武器"。由于这种武器快准狠,而且射程远,得到了多国的高度重视。不时髦却很危险弹道导弹是种高超声速武器高超声速技术是指飞行速度超过5倍音速的飞行器技术,是21世纪航空航天技术的制高点,也是重要的军民两用高技术。其实高超声速武器严格说来并     

高超声速飞行器的鲁棒变增益跟踪控制器设计

针对含有时变不确定参数的高超声速飞行器模型,提出了一种新颖的鲁棒变增益跟踪控制方法.该方法可以解决传统固定增益鲁棒控制器难以处理时变大摄动的难题,进而提高高超声速飞行器的鲁棒性和抗干扰能力.跟踪控制器设计条件在鲁棒优化技术框架中给出,同时控制器增益按照所设计的切换律而变化.所提出的设计方法在保证高超声速飞行器鲁棒稳定性的同时,也实现了飞行器对指令信号的跟踪.最后,针对高超声速飞行器的仿真结果进一步验证了方法的有效性.     

高超声速飞行器变比热驻点热流计算

 为快速准确预测高超声速飞行器驻点热流密度,基于P-R 状态方程,计算空气真实气体状态下比热比、定压比热容,得到温度拟合公式。应用变比热计算了高超声速飞行器激波后温度,应用空气真实气体状态下定压比热容计算了典型的高超声速钝头体驻点热流密度值。计算结果与实验值基本吻合,表明计算方法可行,有足够的精度,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据。     

基于模糊自适应的高超声速飞行器控制设计

由于采用机体/发动机高度一体化设计,吸气式超燃冲压高超声速飞行器的气动特性难以准确获得。针对这一特点,研究了一种基于模糊自适应的控制方法,使得高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持较好的控制精度。采用模糊自适应方法设计了高超声速飞行器纵向控制系统,并进行了无偏和拉偏仿真。仿真结果表明,该方法能够有效克服气动模型不确定性,实现飞行器的速度和高度的跟踪控制。     

具有极点约束的高超声速飞行器非脆弱 最优H2/LQR控制

针对吸气式高超声速飞行器,提出了一种具有极点约束的非脆弱最优H2/LQR（线性二次型调节器)控制方法.根据吸气式高超声速飞行器的非线性纵向运动方程,推出了一种新的飞行器线性不确定模型,为吸气式高超声速飞行器设计了一种多目标非脆弱控制器.在控制器的设计中,不但考虑了系统的极点配置、最优H2性能和鲁棒保性能3种指标,而且兼顾了因飞行条件不确定性和建模误差引起的控制器增益的变化,利用线性矩阵不等式方法推导了多目标非脆弱控制器的存在条件.仿真实例说明了非脆弱控制器在高超声速飞行器控制中的优越性和有效性.
     

带矢量喷管的高超声速飞行器的跟踪控制

基于跟踪控制理论,本文研究了具有矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的控制问题．首先本文建立了基于矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的动力学模型．该模型表现为矢量喷管推力对飞行器纵向力矩的作用很大,而对速度的影响很小．在相同的控制参数下,本文给出了飞行器的三种不同的跟踪控制模式．基于极点配置和Youla参数化方法设计切换的跟踪控制律,实现了不同控制模式之间的平滑切换,并且保证切换过程中闭环系统的稳定性．最后,通过对仿真结果的分析验证了矢量喷管技术在吸气式高超声速飞行器控制中的优势,并且指出多种控制方式协调配合对高超声速飞行器的姿态控制具有重要意义．     

高超声速飞行器舵机间隙的影响及其抑制

高超声速飞行器非线性性影响飞行姿态控制,在某型轴对称高超声速飞行器俯仰通道数学仿真模型的基础上,利用描述函数法分析了舵机间隙环节对俯仰通道控制的影响。指出舵机间隙环节导致系统振荡,影响飞行姿态控制,然后在不改变原高超声速飞行器飞行控制参数的基础上,提出采用离散最速控制算法作为舵机控制算法抑制该间隙环节。仿真结果表明舵机应用该控制算法能显著削弱舵机间隙环节对飞行控制的影响。     

高超声速飞行器线性变参数一体化式控制律设计

针对高超声速飞行器的三维航迹控制问题,采用线性变参数(LPV)输出反馈控制和极点配置理论,基于高度-水平航迹控制概念,在马赫数包线内设计高超声速飞行器一体化式LPV控制律.该控制律不区分常规飞行控制律的内外控制回路,根据速度、高度、侧滑角和偏航角指令对飞行器纵向和横航向运动进行综合控制,在L₂诱导范数意义下实现飞行器三维航迹的鲁棒最优控制.在地心地固参考系内建立高超声速飞行器的数学模型,考虑地球自转、地球扁率、地球引力二阶简谐效应对飞行器运动特性的影响.通过数值仿真检验LPV控制律的控制性能,仿真结果表明：高超声速飞行器闭环系统具有D-稳定性,能够在典型机动中保持良好的航迹控制性能,并且在扰动和测量噪声下具有良好的鲁棒性.     

高超声速飞行器热防护系统方案快速设计方法

针对高超声速飞行器多学科优化设计的需求,基于飞行器几何外形、弹道和热防护材料、热防护系统型号数据库,通过气动热快速预测方法和一维热响应预报方法的研究,建立了一种通用高超声速飞行器热防护系统快速设计方法。该设计方法实现了热防护系统优化设计的自动化,避免了传统设计过程需要多种分析工具以及过程繁琐等不足。最后结合典型服役环境,利用该方法对类X—37B飞行器的热防护系统进行快速设计,得到热防护系统的总质量。结果表明,方法能够快速有效地进行高超声速飞行器热防护系统的设计。