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高超声速飞行器仿真与性能评估

现代战争中,信息搜索和发布的速度越来越快,但快速投放武器的技术却进展缓慢,高超声速巡航飞行器由于具有较高的突防能力和时敏打击能力,受到越来越多国家的关注。高超声速巡航飞行器属于航空与航天交叉领域,涵盖了众多学科,是多项前沿技术的综合,是一个庞大、复杂的精密系统。传统的由预研直接到物理样机的研制方法,研制周期长、成本高而且风险大。而虚拟样机在一定程度上不仅能够代替物理样机对备选设计方案进行测试、分析和评估,而且能贯穿战技指标论证、概念设计、详细设计、试制、验证试验和试飞等整个研制过程,从而有效缩短研制周期和节约研制经费。因此,有必要建立高超声速巡航飞行器动力学虚拟样机系统,对其进行仿真研究。本文首先建立了高超声速巡航飞行器虚拟样机框架系统,划分样机的层次结构,并根据样机的层次结构,把虚拟样机系统分为环境子系统、弹体子系统、动力学子系统、GNC(Guidance Navigation&Control)子系统和参数解算子系统等五个子系  (本文共86页) 本文目录 | 阅读全文>>

哈尔滨工业大学
哈尔滨工业大学

高超声速飞行器制导控制一体化设计方法

高超声速飞行器具有飞行速度快、飞行空域广且突防概率高等特点,极具商业和军事应用价值。但是,高超声速飞行器进行俯冲运动过程中具有强非线性、强耦合性、快时变等特性,同时存在多种约束与不确定性影响,这给飞行器制导与控制系统设计带来很多困难。论文针对高超声速飞行器的俯冲段制导与控制系统设计方法展开研究,提出适用于此类特殊研究对象的制导控制一体化设计方法,为高超声速飞行条件下凸显出的特殊问题给出合理的解决方案。通过建立制导与姿态控制系统间协调的关系,实现精度更高、鲁棒性更好的控制效果。论文主要开展以下的研究工作:论文首先构建了高超声速飞行器的数学模型,结合模型形式就高超声速飞行器的特性进行了分析。通过对高超声速飞行条件下,模型的耦合性、非线性等因素的变化趋势分析,阐明针对高超声速飞行器进行制导控制系统设计的难点。由于高超声速飞行器具有快时变特性,获取视线角速度信息过程中产生的误差以及系统存在的不确定性对系统影响变得更明显。针对此问题首先提...  (本文共166页) 本文目录 | 阅读全文>>

《信息与控制》2017年01期
信息与控制

高超声速飞行器再入控制与性能评估方法

1引言高超声速飞行器因其飞行速度快、飞行区间大的特点,具有很大的军事和民用价值[1].其再入飞行过程具有无动力、升阻比小、气动特性变化显著等特点,数学模型整体上体现为一个高度非线性、强耦合及受不确定影响的复杂系统,因此对再入控制系统的性能提出了很高的要求.近几年,众多的非线性控制方法,如滑模控制[2]、自适应反步控制[3]、增益调度[4]、轨迹线性化控制[5]等都在飞行器控制方面得到了很大发展.Shtessel和Hall等针对再入飞行器姿态控制问题,提出了内外双环滑模控制结构的研究思路[6-9].文[6]基于非线性滑模面的Terminal滑模控制提出的控制方法具有更快响应速度.文[7]针对再入飞行过程提出了一系列鲁棒自适应控制方法.但包括上述提到的许多滑模控制方法通常引入线性饱和函数来消除抖振,损失了部分鲁棒性和跟踪精确性[8].文[9]提出了拟连续高阶滑模控制策略来解决这个问题,但大大地增加了数据的计算量.本文提出了一种基于反...  (本文共8页) 阅读全文>>

南京航空航天大学
南京航空航天大学

近空间高超声速飞行器多信息融合自适应容错自主导航技术

近空间高超声速远程机动飞行器以其极大的战略军事应用价值而得到各军事强国的重视,是未来先进快速打击战略武器发展的制高点之一。其飞行速度可达5马赫以上,最大飞行高度可达30~70公里,确保其远程快速机动飞行的安全和超视距精确打击的关键在于保障对飞行器运动信息的实时、精确和可靠获取,因此具有高可靠性和高精度的自适应容错自主导航技术成为高超声速飞行时导航领域亟待突破的关键技术。为了提高近空间高超声速飞行器自主导航精度和可靠性,本文在综合分析其飞行特点、性能提升需求的基础上,开展了近空间高超声速飞行器多源信息融合自主导航关键技术研究,提出了适用于近空间高超声速飞行器的高精度、高可靠性多信息融合自主导航方案和算法,更加充分地利用机载导航传感器测量信息,提高近空间高超声速飞行器导航系统的精度、可靠性和适应性。研究内容主要包括:近空间高超声速扰动环境下惯性/天文组合定姿、定位精度和可靠性提高方法、高超声速飞行运动激励下测量偏移动态补偿方法、多源...  (本文共149页) 本文目录 | 阅读全文>>

国防科学技术大学
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超燃冲压发动机一体化流道设计优化研究

论文采用数值仿真和直连式试验等手段深入研究了超燃冲压发动机一体化流道设计优化问题,并全面地探讨了各设计因素对发动机部件和系统性能的影响。发展了基于替代模型的复杂系统渐进优化流程,比较了多项式响应面、Kriging函数、神经网络等替代模型对高度非线性问题的近似能力和迭代优化效果。在复杂非线性系统的渐进优化中,可同时采用多种替代模型进行迭代,有利于充分利用各替代模型对设计空间近似的优势,提高优化效率。建立了进气道/前体性能评估方法,采用渐进优化方法在全空间和缩减空间内对进气道/前体进行了两轮优化,优化效果比较显著;根据优化中建立的数据库,深入分析了各构型参数对进气道/前体性能的影响,结果表明外罩构型参数和隔离段高度对进气道/前体综合性能有相对较大的影响。建立了直连式试验中燃烧室性能评估方法,通过大规模的直连式试验获得了燃烧室性能改善的燃烧室优化构型及最佳燃料喷注分布,并建立了燃烧室性能关于燃烧室型面扩张角、燃料喷注分布以及当量比的数...  (本文共202页) 本文目录 | 阅读全文>>

西北工业大学
西北工业大学

高超声速飞行器机体/发动机一体化设计研究

高超声速飞行器各子系统之间存在着很强的相互作用,这要求在设计过程中必须采用一体化技术。机体/发动机一体化设计是一体化技术中最为关键的一环。论文以高超声速飞行器为研究对象,采用理论分析和数值模拟等方法,对高超声速飞行器机体/发动机一体化设计技术进行研究。介绍了数值模拟方法的基本理论,选择合适的高超声速飞行器设计外形,对高超声速飞行器进行了气动/推进界面(API)和发动机/机体界面(EAI)划分,采用数值模拟方法,对机体/发动机一体化性能进行分析。对设计马赫数条件下,不同楔形体压缩角对前体/进气道性能影响进行分析,以进气道总压恢复系数和阻力系数为约束条件,设计前体外形,并分析了设计和非设计状态下,前体/进气道流场的变化。介绍了后体喷管的参数化设计方法,应用膨胀波理论设计后体内部喷管,以推力系数为目标设计上壁型面,提高了后体喷管的推进性能。  (本文共77页) 本文目录 | 阅读全文>>

西北工业大学
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高超声速飞行器热结构设计与分析

高超声速飞行器的发展对各国未来军事发展战略、空间技术、武器体系构建乃至整个科学技术发展有重要的推动作用,而其中的防热问题是高超声速飞行器无法避免的一个重大问题。本文以某型号高超声速飞行器被动热防护系统方案设计为工程背景,参考目前国内外各种型号飞行器的热防护系统方案,探索从飞行器气动加热、热防护系统的选择和防热性能分析到结构热响应的数值计算过程。文中第二章给出了有限体积法计算流场的控制方程和离散格式,讨论了湍流模型的类型,并针对本文的研究对象建立了计算模型,得出了气动加热的数值解;第三章参照国内外热防护系统的发展状况,对本文的研究对象给出了热防护系统方案,建立了防热层的计算模型,计算了防热效果;第四章在前面的基础上,利用有限元法建立了飞行器结构的计算模型,计算出了飞行器头部和弹翼的温度场和热应力。整个数值计算过程对高超声速飞行器热结构的设计与分析提供了一些有益的参考。  (本文共83页) 本文目录 | 阅读全文>>