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。     

高超声速飞行器机翼关键部件损伤特性研究

为有效预防机翼关键部件损伤对飞行安全的影响, 分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞 行器飞行动态对损伤的影响。 通过建立高超声速飞行器机翼材料的损伤动力学模型以及对机翼翼梁根部载荷 应力分析, 依次分析了飞行器飞行高度、 速度、 迎角以及副翼偏转角等变量对机翼关键部件损伤特性的影响, 以确定影响损伤的关键变量。 分析仿真结果表明, 相对于其他变量, 飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响最 大。 从保证飞行器安全和延长寿命的角度分析, 应尽量限制飞行器的迎角。 从而为减损控制系统设计奠定基 础, 并为提高飞行器结构的可靠性和延长飞行器寿命提供参考。     

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.     

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．     

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。     

黏性效应对高超声速飞行器特性的影响分析

针对高超声速飞行器的黏性效应,采用参考温度法建立高超声速飞行器气动黏性模型,对比研究了黏性效应对气动特性的影响.考虑到气动热使飞行器壁面温度升高的情况,分析了黏性阻力及飞行器弹性形变随壁面温度变化的规律,并对比研究了黏性效应对飞行器控制量(舵偏角与燃料当量比)的影响.最后,在考虑发动机热堵塞现象下,研究了黏性效应对飞行器高度、速度边界值的影响.结果表明:黏性效应主要影响飞行器阻力;黏性阻力随马赫数增大而增大,随高度升高而减小;随壁面温度升高,黏性阻力升高,黏性推阻比降低,机体弹性形变更加严重;黏性效应使飞行器飞行高度、速度边界区间变窄.     

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.     

基于CFD分析的弧形翼导弹气动外形优化

为探索将高精度CFD分析引入高超声速飞行器气动外形优化设计的可行性,以6°飞行攻角、6马赫飞行速度下的最大升阻比为目标,引入CFD分析计算气动性能,使用Nelder-Mead可变多面体搜索方法对高超声速弧形翼导弹进行了气动外形优化.计算结果表明,在满足弹翼安全性的条件下,优化外形比初始外形的升阻比有明显提高（约9.22%）,同时阻力系数、弹翼展长和弹翼面积均有不同程度的降低.计算结果充分证明了优化设计的有效性和采用CFD分析的必要性.依据该文结果提出一种前掠弧形翼高超声速导弹气动布局方案.     

基于代理模型的高超声速气动热模型降阶研究

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提. 针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架. 以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L_∞和e_NRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法. 针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.      

全垫升气垫船4自由度操纵性

建立了全垫升气垫船的4自由度操纵运动数学模型,用风洞试验来测量空气动力、螺旋桨力和舵力,用水平面平面运动机构进行约束模型试验来测量水动力,试验中变化了速度、漂角、摇首角速度和横倾角.对操纵性进行模拟计算的结果表明:全垫升气垫船的回转轨迹是一条逐渐向内收缩的螺旋线;操固定舵角回转是比较危险的,在舵角较大时就容易产生甩尾;风对回转的影响很大,在顺风速度很大时气垫船不能转向.     

极低车速下三轴转向车辆机动性的分析与验证

从多轴转向车的实际运行工况出发,以三轴车为例对低速下多轴车的机动性进行研究.建立了三轴车辆的二自由度模型,提出了以最小转弯半径为目标的控制策略,与目前最常用的零质心侧偏角控制策略进行比较分析,并利用制作的模型车进行操纵稳定性仿真、实验验证对比,论证了该控制策略的可行性.     

多轴机电复合分布式驱动车辆转向半径模式控制策略

基于对多轴轮式车辆的最小转向半径战技指标的要求,提出了一种适用于多轴机电复合分布式驱动车辆的最小转向半径控制系统,并详细介绍了该模式下的整车控制策略,当车辆以大前轮转角低速转向时,后两桥驱动电机产生“外正内负”的力矩辅助车辆转向从而减小最小转向半径.为验证系统性能,文中建立了包含车体纵向速度、侧向速度、横摆角速度及8个车轮旋转的11自由度整车动力学模型,并采用Gim轮胎模型表达了轮胎的非线性力学特性.虚拟样机仿真的结果表明,在该控制策略下,车辆的最小转向半径可减小10.31%,转向机动性能得到大幅度提高.      

双舵轮自动导引车轨迹追踪控制算法

为提高双舵轮自动导引车(automated guided vehicle, AGV)轨迹跟踪控制性能,设计了基于模型预测控制的轨迹跟踪控制器。以双舵轮自动导引车为研究对象,首先建立自动导引车运动学模型,求得车体转弯半径,并重点分析双舵轮自动导引车转向优势;然后,对双舵轮导引车建立了基于模型预测控制的轨迹跟踪模型,并考虑车体运动性能指标及各类约束,最后通过仿真实验验证了模型预测控制算法用于双舵轮自动导引车的可行性,且分析了控制时域权重和预测时域长度两项模型参数对系统性能的影响;与基于比例-积分-微分轨迹跟踪控制器的自动导引车进行轨迹跟踪对比仿真实验。最终实验表明,采用该模型预测控制器可以满足各类约束条件,高效精准完成对连续大曲率目标路径的有效跟踪,同时具有较高的实时性和鲁棒性。     

轮式拖拉机转向特性仿真分析

为分析轮式拖拉机转向特性,建立三自由度动力学模型和转向轨迹数学模型.选取速度、质心到前轴的距离、簧载质量及轮胎侧偏刚度等参数,通过MATLAB软件进行建模仿真分析.对比仿真结果表明,速度、质心到前轴的距离及轮胎侧偏刚度对横摆角速度影响较大,速度、侧倾刚度及侧倾中心到质心的距离对侧倾角的影响较大,速度、侧偏刚度和质心到前轴的距离对转弯半径的影响较大.仿真结果可为拖拉机转向系统设计提供参考.     

横向动力学反馈控制的EPS仿真与试验

建立具有简化转向阻力矩模型的电动助力转向系统模型,提出基于横向动力学反馈控制的电动助力转向控制策略,运用Matlab/Simulink工具进行模型的时域仿真,通过实车试验验证所提出的控制策略.研究结果表明,基于横向动力学反馈控制的电动助力转向控制策略改善了车辆的动态性能,提高了车辆的稳定性,横摆角速度和侧向加速度反馈控制效果比单独横摆角速度反馈控制效果更好.     

圆柱直齿轮铣削加工无干涉刀具路径规划

针对圆柱直齿轮的多轴铣削精加工, 提出一种无干涉刀具路径规划方法. 首先,建立齿轮包络铣削运动模型,准确描述铣刀和工件之间的运动关系;其次,在齿轮齿廓精确模型描述的基础上,通过残留高度曲线与刀具圆弧的求交,计算出残留高度点;根据残留高度点到刀具圆弧中心之间的距离等于刀具半径,计算出刀具路径曲线上的下一刀位点;依次递推计算出等残留高度进给下的所有刀位点;再次,以等残留高度刀位点计算结果为基础,残留高度约束下,计算出等弧长进给和等径向进给的刀位点;然后,通过距离法判断刀具与工件是否存在全局干涉,给出刀具不同刀位点对应的刀偏角,局部干涉通过调整刀具半径来避免;最后,通过仿真计算实例验证所提出方法的可行性和有效性.     

基于接触理论的弹体偏航机理

为了从本质上揭示弹体偏航作用机理,在已有弹塑性接触模型的基础上,运用接触理论和撞击理论,推导了接触刚度和恢复系数,建立了弹体与异形体弹塑性碰撞的宏观本构关系。进一步导出了弹体与异形体碰撞的攻角和角速度表达式,计算分析了弹头与异形体曲率半径比、弹体命中速度及入射角等因素对弹体攻角和角速度的影响规律。结果表明,异形体曲率半径越大,弹体攻角和角速度越大;弹体攻角随速度增大而减小,而角速度随速度增大而增大。     

高速公路中央分隔带开口长度研究

高速公路中央分隔带开口长度影响车辆在开口处的行车安全和通行效率。本文基于5次多项式换道模型对车辆通过中央分隔带开口的行驶轨迹进行研究,通过确定边界条件得到车辆通过中央分隔带的轨迹函数,得到不同限速值和中间带宽度值下的开口长度建议值。根据车辆动力学推导出车辆以限速值通过中央分隔带开口所需最小转弯半径;根据车辆轨迹函数,推导车辆换道轨迹的最小曲率半径;最后将最小转弯半径与最小曲率半径作对比,证明本文给定的中央分隔带开口段长度建议值能够保证车辆行驶稳定性,确保车辆通过高速公路中央分隔带开口时的行车安全。     

右转圆曲线处避险车道流出角度与引道长度

采用UC-win Road 9.0驾驶仿真平台,对设置于右转圆曲线的紧急避险车道的流出角与引道阈值进行研究.选择方向调整时间、最小转向半径、方向盘转角幅值、方向盘转角频率4个指标对16名驾驶员驶入避险车道的数据进行回归分析,确定各指标与圆曲线半径的定量关系模型.随后,通过二阶聚类的方法缩小了流出角度与引道的设置范围.最后,考虑车辆的横向行驶稳定性,确定了避险车道的设置参数.建议将紧急避险车道设置于半径1 000m及以上的主线处,流出角0°~5°,引道6s设计行程.条件困难时,紧急避险车道可设置于半径600~1 000m的曲线处,流出角0°~5°,引道为9s设计行程,流出角5°~10°,引道为12s设计行程.