【摘要】：近空間飛行器(Near Space Vehicle,NSV)工作在20~100km的近空間區(qū)域,具有高效費(fèi)比、長滯空時間、高分辨率、強(qiáng)機(jī)動性等優(yōu)點(diǎn),因此目前對近空間飛行器的研究工作受到世界各軍事強(qiáng)國的高度重視。近空間可變翼飛行器(Near Space Morphing Vehicle,NMV)不僅具有強(qiáng)非線性、激烈快時變、強(qiáng)耦合以及嚴(yán)重不確定性的特點(diǎn),而且還存在小翼伸縮變化問題,因此對近空間可變翼飛行器各模態(tài)的控制以及模態(tài)切換控制的研究都是極具挑戰(zhàn)性的工作。本文針對近空間可變翼飛行器的非線性模型建立、不同飛行模態(tài)以及小翼狀態(tài)下的飛行控制、不同飛行模態(tài)和小翼伸縮變化的切換控制等問題進(jìn)行研究。具體研究內(nèi)容如下:首先,根據(jù)國內(nèi)外公布的近空間飛行器的模型的數(shù)據(jù),結(jié)合可變翼的特點(diǎn)建立具有伸縮小翼的近空間可變翼飛行器非線性模型。由于飛行器飛行環(huán)境的復(fù)雜多變的特性和不同模態(tài)飛行任務(wù)的差異,建立了大氣環(huán)境模型和不同模態(tài)的發(fā)動機(jī)推力模型,并分析飛行器的開環(huán)特性,為飛行器的飛行控制和切換控制的研究奠定堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。其次,由于近空間飛行器飛行包絡(luò)大,不同飛行模態(tài)飛行器的特性和控制要求都具有一定的差異。因此,基于飛行任務(wù)的差異和小翼狀態(tài)對近空間可變翼飛行器的模態(tài)進(jìn)行劃分,分析各模態(tài)約束條件以及小翼狀態(tài)對氣動力和力矩的影響�？紤]到滑�？刂品椒ㄔ谔幚聿淮_定性問題的優(yōu)點(diǎn)以及抖振的缺點(diǎn),針對反饋線性化后的等效模型,提出雙冪次趨近律滑�？刂品椒�,并設(shè)計(jì)爬升和巡航模態(tài)的飛行控制器。本文首先從理論上證明雙冪次趨近律滑�？刂品椒ǖ姆�(wěn)定性,然后通過仿真驗(yàn)證證明該方法對不同飛行模態(tài)控制的有效性和魯棒性。然后,考慮到模態(tài)切換時飛行狀態(tài)會發(fā)生突變,極易造成飛行器的不穩(wěn)定。因此,針對近空間可變翼飛行器爬升/巡航模態(tài)的切換過程,分析直接切換的控制效果,說明設(shè)計(jì)切換控制律的必要性�？紤]到滑�？刂品椒ň哂休^好的魯棒性,提出一種基于慣性環(huán)節(jié)的雙冪次趨近律滑模切換控制算法,通過數(shù)值仿真分析該方法與傳統(tǒng)的慣性環(huán)節(jié)切換控制方法的優(yōu)劣。最后,鑒于本文研究對象的特殊性,分析小翼不同狀態(tài)對飛行控制的影響,對不同小翼狀態(tài)下的控制系統(tǒng)進(jìn)行研究。由于小翼狀態(tài)的變化導(dǎo)致氣動參數(shù)的變化,因此將基于慣性環(huán)節(jié)的雙冪次趨近律滑模切換控制算法應(yīng)用到小翼收回/伸出的切換過程,數(shù)值仿真驗(yàn)證說明了該方法具有較好的控制效果以及良好的魯棒性。綜上所述,本文針對近空間可變翼飛行器不同模態(tài)的飛行控制、飛行模態(tài)的切換以及小翼伸縮切換等問題進(jìn)行研究,提出一種新型的切換控制算法,保證模態(tài)切換過程的穩(wěn)定和平滑。
[Abstract]:The near space vehicle (Near Space Vehicle,NSV) works in the near space area of 20~100km. It has the advantages of high efficiency cost ratio, long lag time, high resolution and strong maneuverability. Therefore, the research work of near space vehicle has been attached great importance to by the military powers all over the world. Near-space variable wing aircraft (Near Space Morphing Vehicle,NMV) not only has the characteristics of strong nonlinearity, intense and fast time-varying, strong coupling and serious uncertainty, but also has the problem of small wing expansion and expansion. Therefore, it is very challenging to study the modal control and modal switching control of the near space variable wing aircraft. In this paper, the nonlinear model establishment, flight control under different flight modes and wings, and switching control for different flight modes and wing expansion changes are studied in this paper. The specific research contents are as follows: firstly, according to the data of the model of the near space vehicle published at home and abroad, the nonlinear model of the near space variable wing with the telescopic wing is established according to the characteristics of the variable wing. Because of the complex and changeable characteristics of the flight environment and the differences of different modes of flight missions, the atmospheric environment model and the engine thrust model of different modes are established, and the open-loop characteristics of the aircraft are analyzed. It lays a solid foundation for the research of flight control and switching control of aircraft. Secondly, because of the large flight envelope, the characteristics and control requirements of different flight modes are different. Therefore, based on the mission difference and the small wing state, the modal of the near space variable wing aircraft is divided, and the influence of each modal constraint condition and the small wing state on the aerodynamic force and torque is analyzed. Considering the advantages of sliding mode control (SMC) in dealing with uncertain problems and the disadvantages of buffeting, a double power approach law sliding mode control method is proposed for the equivalent model of feedback linearization, and flight controllers for climbing and cruising modes are designed. In this paper, the stability of the sliding mode control method is proved theoretically, and then the effectiveness and robustness of the method for different flight modes are proved by simulation. Then, considering the sudden change of flight state during mode switching, it is easy to cause instability of the aircraft. Therefore, in view of the switching process of climbing / cruising mode of the near space variable wing aircraft, the control effect of direct switching is analyzed, and the necessity of designing switching control law is explained. Considering the robustness of the sliding mode control method, a sliding mode switching control algorithm based on the inertial link is proposed. The advantages and disadvantages of this method and the traditional inertial link switching control method are analyzed by numerical simulation. Finally, in view of the particularity of the research object, the influence of different states on flight control is analyzed, and the control system under different wing states is studied. Because the aerodynamic parameters change due to the change of the wing state, the double power approach law sliding mode switching control algorithm based on the inertia link is applied to the transfer process of the wing retraction / extension. Numerical simulation shows that the method has good control effect and good robustness. To sum up, a new switching control algorithm is proposed in this paper, which focuses on the flight control, flight mode switching and flanking switching of the near-space variable wing aircraft. The mode switching process is stable and smooth.
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V249.1

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本文編號：2264088