轨道再入飞行器气动热力学环境研究

 高超声速飞行器气动热力学环境研究是直接涉及轨道飞行器飞行控制、热防护设计和热安全的关键问题之一。本文借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,使用高分辨率总变差减小格式,计算研究了轨道再入飞行器再入地球大气层的10个飞行工况（飞行马赫数9.7～27.8）,分析了不同工况下轨道再入飞行器弓形脱体激波后流场气动热力学环境特性,得出气动力系数和沿壁面的热流密度分布,与国外相关飞行数据比较,两者吻合较好。     

形形色色的高超声速武器（四）：高超声速空间进入武器

正以空天飞机为代表的高超声速空间进入武器是一种自由地往返天地之间的运输工具。以空天飞机为代表的高超声速空间进入武器是一种自由地往返天地之间的运输工具。它可以像普通飞机一样水平起飞,也可借助火箭动力发射入轨。这种武器既能在大气层内(包括临近空间)以20倍以上的高超声速飞行,又能直接加速进入地球轨道,成为航天飞行器,返回大气层后,像飞机一样     

助推-滑翔无动力跳跃飞行器轨迹预测

针对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后升阻比大小较为稳定的特点,设计了基于稳定升阻比的轨迹预测算法。首先对目标的弹道特性进行了分析,鉴于其再入后特有的跳跃拉升现象,将再入拉起时刻确定为轨迹预测算法的起始时刻;其次,根据防御方已知信息和未知信息对飞行器跳跃段运动方程进行了转化,给出了转化后运动方程中未知参量的计算方法,并设计了基于转化后运动方程的轨迹预测流程及算法;最后对算法进行了仿真验证,仿真结果表明所设计预测算法对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后的轨迹具有较好的预测能力。     

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。     

高超声速再入滑翔飞行器的模糊变结构控制

针对高超声速再入滑翔飞行器的再入姿态控制,设计了模糊变结构姿态控制器.根据控制系统的任务,建立了面向控制的模型.将模糊控制与滑模变结构控制的思想相融合,研究了模糊滑模变结构控制器的设计方法.通过在稳定的误差相平面内构造稳定的滑模面,模糊控制器根据误差状态与滑模面的相对位置输出控制信号,使得系统的轨迹能趋近稳定的滑模面,从而使得误差沿着滑模面收敛到原点.将模糊滑模变结构控制方法应用于高超声速滑翔洲际飞行器,给出了再入滑翔姿态控制器的设计方案,分别对攻角、侧滑角和倾侧角设计了独立的模糊变结构控制器,提出了分段线性控制分配方法.在Matlab中进行了整个控制系统的仿真测试,验证了该方法的可行性.     

基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计

高超声速飞行器再入段需要反作用控制系统(RCS)维持姿态稳定.设计一种固定推力器开启数的再分配伪逆控制分配方法,并应用在了高超声速飞行器再入段姿态控制中.首先,建立高超声速飞行器再入段RCS姿态模型,采用有限时间终端滑模算法设计姿态跟踪控制器.针对给定8推力器配置的RCS,设计固定3推力器开启的再分配伪逆法对RCS进行...     

多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算

为了弄清典型高超声速飞行器再入时处于连续区的流场状态,采用多组分、考虑非平衡态气体振动激发与化学反应过程的守恒型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率TVD格式进行求解,获得了不同飞行工况下飞行器流场的气动热力学(尤其是壁面热流密度)和热-化学非平衡态特性,数值结果与风洞试验及飞行数据吻合较好.通过对多个工况点下流场状态的分析与对比,给出了高超声速飞行器在整个再入过程中的壁面热流密度值、气动力系数,尤其是计算域内热力学非平衡区的分布特性,这对有效地完成飞行器热防护设计具有积极意义.     

有翼飞行器最大横向航程的最优三维再入机动轨道

在平衡滑翔假设条件下，使用一组无量纲的运动方程，取满足最大过载和热流峰值约束条件的最大升阻比E=2，计算了有翼飞行器最大横向航程的最优再入机动轨道．     

星光导航原理及捷联惯导/星光组合导航方法研究

该文在分析星光导航原理的基础上,给出了捷联惯导/星光飞行器组合导航方案;推证了该组合导航系统的状态方程和观测方程,分析了星敏仪量测误差.结合高超声速跨大气层再入飞行体的模拟飞行轨道,进行了组合导航数学仿真.结果证实该方案能够利用星光导航信息对捷联惯导进行即时修正,表明捷联惯导/星光组合导航系统在较精确地获取载体姿态信息方面具有优越性.     

高超飞行器平滑再入倾侧角优化设计

针对高超声速飞行器准平衡滑翔再入问题,根据再入约束特点,分别把初始段和准平滑段的过程约束转化成为倾侧角约束,并对其交接班问题进行了讨论;在倾侧角约束范围内,设计了倾侧角文件,降低了问题的维数,提高了寻优速度;分别以最大纵程与最小总气动加热为性能指标利用罚函数处理,终端约束,将再入约束问题转化为无约束问题;采用遗传算法寻猜测值、模式搜索法求精确解的方式,提高了寻优精度。仿真结果显示,利用本文设计的倾侧角文件规划出的轨迹,能够很好的满足再入过程中的各项约束,且再入轨迹平稳,可为再入轨迹和覆盖区的研究提供参考借鉴。     

基于扰动观测器的高超飞行器建模及控制

提出了基于扰动观测器的高超声速飞行器控制器设计方法.针对高超声速飞行器的机体/发动机一体化设计布局、弹性轻质材料的广泛使用以及处于大高度和高马赫数的飞行条件的特点,建立了考虑推进及弹性影响的模型.在典型高超声速飞行器几何结构基础上,结合高超声速气动力学和气动弹性相关理论,建立了非线性纵向模型方程;分析模型不确定性的3种来源：参数、结构以及非结构,建立了非线性不确定模型;基于理论推导,采用基于扰动观测器的控制方法设计鲁棒控制器.仿真结果表明,本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性.     

高温效应对全动舵飞行器气动热力特性影响

针对高超声速飞行器气动热力特性受高温效应影响问题,基于5组元5反应动力学模型,采用AUSMPW+格式耦合隐式LU-SGS方法求解三维化学反应Navier-Stokes方程,以十字型全动舵导弹为模型,在不同壁面催化条件下,研究导弹气动热力特性受高温效应影响的变化,以更准确地预测导弹在高超声速状态下的气动力及气动热,提高其控制精度及效率。研究表明:高温效应使激波层变薄,明显降低物面温度及热流;壁面催化条件主要影响热流,而对气动力影响微弱;高温效应降低导弹升、阻力系数及舵面效率,使压心位置前移而产生抬头力矩。     

临近空间高超声速再入滑翔目标跟踪模型

针对临近空间高超声速再入滑翔飞行器(HRGV）的跳跃滑翔跟踪问题,建立一种新型跟踪模型。首先对目标进行受力分析并结合HRGV横、纵向运动特性得到各方向气动加速度特性;在此基础上将气动加速度中的阻力和爬升力加速度建模为正弦自相关模型,转弯力加速度建模为一阶马尔科夫模型;然后采用一种分离滤波模型对目标状态和气动加速度分别进行估计,推导得出状态滤波模型和气动加速度滤波模型表达式。仿真实验结果表明,相比该类目标的其他跟踪算法,该算法的跟踪精度有一定提高,此模型优越性较强。     

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.
     

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。     

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。     

高超声速飞行器自适应高阶终端滑模控制

针对高超声速飞行器的纵向运动模型,研究了飞行器输出跟踪控制问题,提出了一种将动态逆方法与高阶终端滑模控制相结合的鲁棒自适应控制方法.首先,利用反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化;通过设计具有全局鲁棒性的终端滑模面,提高系统的输出收敛速度;同时,采用自适应高阶滑模控制律,在不确定上界未知条件下对其进行自适应估计,从而实现控制器增益的实时在线调整,减少系统抖振;最后,基于Lyapunov理论证明了此控制策略可以保证闭环系统稳定.仿真结果表明,所设计的控制器能够实现高超声速飞行器纵向爬升机动中速度和高度的稳定跟踪控制.     

一种可无动力滑翔的固定翼无人机设计

固定翼飞行器主翼的展弦比是影响飞行性能的一项重要指标,大展弦比的固定翼飞行器具有良好的无动力滑翔性能,使用大展弦比固定翼无人机可在失去动力的条件下实现无动力滑翔,亦可使用较小动力进行低速巡航,是一种滞空时间较长,重复使用次数较多,且飞行稳定、安全系数较高的机型。此种机型大量用于航空摄像、灾害监测、空中监控等领域。该文介绍了一种可无动力滑翔且能携带一定载荷进行空中投放的双体式无人机的设计,并经过多次地面和空中测试证明了此种设计的可行性。     

高超声速飞行器侧向机动性能研究

对高超声速飞行器侧向机动性能的研究是对其进行跟踪预测的一项重要参考依据。本文通过对高超声速飞行器的最小转弯半径以及偏航距离的计算,研究了飞行速度以及飞行高度对飞行器侧向机动性能的影响。首先在假设条件下构建了飞行器的数学模型,然后建立了飞行器做变速率转弯机动时的转弯半径模型、位移模型以及加速度模型,通过计算两种转弯模式下的最小转弯半径以及匀速率转弯机动方式下的偏航距离,得出了关于飞行速度以及飞行高度会对飞行器机动性能产生不同影响的结论。