高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性建模與魯棒變?cè)鲆婵刂?/H1>
發(fā)布時(shí)間：2018-08-21 08:55
【摘要】：高超聲速飛行器由于其在民用和軍事領(lǐng)域都具有廣闊的應(yīng)用前景,得到了世界各軍事強(qiáng)國(guó)的廣泛重視,成為目前航空航天飛行技術(shù)的主要研究方向。高馬赫數(shù)使得高超聲速飛行器相對(duì)比常規(guī)飛行器具有了巨大的優(yōu)勢(shì),同時(shí)也帶來(lái)了許多技術(shù)挑戰(zhàn)。只從控制科學(xué)角度來(lái)看,這些挑戰(zhàn)主要包括氣動(dòng)／彈性／控制系統(tǒng)之間的耦合、機(jī)體／發(fā)動(dòng)機(jī)之間的耦合、大跨度飛行導(dǎo)致的系統(tǒng)參數(shù)劇烈變化、控制舵面效率低下以及閉環(huán)系統(tǒng)始終處于近乎臨界穩(wěn)定狀態(tài)等。本文以高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性問(wèn)題為研究核心,針對(duì)當(dāng)前氣動(dòng)彈性分析與面向控制的模型方面存在的問(wèn)題,按照分析問(wèn)題、建立模型、間題的提出、控制方法、控制器設(shè)計(jì)與綜合的研究思路,分析了高超聲速飛行器所受的氣動(dòng)力和彈性形變以及二者之間的關(guān)系,通過(guò)引入全新變量建立了飛行器的非線性運(yùn)動(dòng)模型,并且針對(duì)不確定性和參數(shù)變化問(wèn)題分別給出了相應(yīng)的控制算法,給出了完整的控制器設(shè)計(jì)與綜合方法,保證飛行器在巡航和大跨度飛行過(guò)程中的姿態(tài)穩(wěn)定。分析了X-43A構(gòu)型的高超聲速飛行器在高超聲速流中機(jī)體表面的氣流分區(qū)特性,給出了機(jī)體各表面氣流特性與高度、速度以及攻角的關(guān)系；使用當(dāng)?shù)亓骰钊碚摲治鰴C(jī)體各表面和舵面上下表面的非定常氣動(dòng)力,給出了飛行器飛行中受到的合力和合力矩,為后續(xù)的分析氣動(dòng)與彈性的關(guān)系、建立高超聲速飛行器以及飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)等工作建立了基礎(chǔ)。分析了高超聲速飛行器的自由振動(dòng)和靜態(tài)彈性形變,給出了飛行器在機(jī)體各表面氣動(dòng)力的作用下機(jī)體前端的撓曲線方程；根據(jù)氣動(dòng)和彈性之間的本質(zhì)聯(lián)系,提出了誘發(fā)攻角的概念,誘發(fā)攻角的動(dòng)態(tài)具有簡(jiǎn)潔的表現(xiàn)形式并且可以同時(shí)描述非定常氣動(dòng)力和彈性形變的特性與聯(lián)系；利用Lagrange方程建立了高超聲速飛行器的飛行動(dòng)力學(xué)方程,通過(guò)分析誘發(fā)攻角與剛體運(yùn)動(dòng)各變量的關(guān)系,對(duì)剛體模型進(jìn)行修正,給出了包含氣動(dòng)彈性信息的高超聲速飛行器非線性運(yùn)動(dòng)方程。所給出的高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性模型是后續(xù)工作中控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。針對(duì)高超聲速飛行器具有模型不確定性和參數(shù)不確定性、陣風(fēng)干擾和大跨度機(jī)動(dòng)飛行導(dǎo)致的系統(tǒng)參數(shù)劇烈變化等問(wèn)題,在LPV系統(tǒng)框架內(nèi),將問(wèn)題歸結(jié)為標(biāo)準(zhǔn)的H∞問(wèn)題,根據(jù)多胞LPV系統(tǒng)的特性,應(yīng)用仿射參數(shù)依賴的Lyapunov方法,給出了LPV魯棒變?cè)鲆婵刂破魉惴ǎ焕没旌响`敏度思想,給出魯棒變?cè)鲆婵刂破鞯木C合方法。隨后將高度和速度作為調(diào)度變量,建立了LPV系統(tǒng)模型,并將模型轉(zhuǎn)換為多胞LPV系統(tǒng)的形式。通過(guò)選擇合適的加權(quán)函數(shù)和求解LMI問(wèn)題綜合得到了H∞魯棒變?cè)鲆婵刂破�。�?yīng)用得到的控制器解決高超聲速飛行器巡航階段和機(jī)動(dòng)飛行階段的姿態(tài)穩(wěn)定問(wèn)題,仿真結(jié)果表明控制器可以有效地保證干擾和不確定性存在條件下系統(tǒng)的穩(wěn)定性；作為對(duì)比,給出了基于LTI系統(tǒng)設(shè)計(jì)的單點(diǎn)控制器在相應(yīng)飛行條件下控制效果,對(duì)比結(jié)果表明在機(jī)動(dòng)飛行時(shí),LPV魯棒變?cè)鲆婵刂破骶哂懈玫男阅�。根�?jù)高超聲速飛行器的飛行任務(wù)需求,設(shè)計(jì)軌跡跟蹤控制系統(tǒng)。根據(jù)頻帶分離原理,將被控對(duì)象分為高頻回路和低頻回路,采用多回路控制結(jié)構(gòu),分別綜合得到了LPV姿態(tài)穩(wěn)定控制器和軌跡跟蹤控制器。將所獲得控制器分別用于跟蹤通用的周期衰減飛行軌跡和X43-A爬升測(cè)試飛行軌跡,仿真結(jié)果表明控制器可以有效地保證飛行器跟蹤給定的軌跡指令。
[Abstract]:Hypersonic vehicles have been paid much attention by the world's military powers because of their broad application prospects in civil and military fields, and become the main research direction of aerospace flight technology. From the point of view of control science, these challenges mainly include the coupling between aerodynamic/elastic/control systems, the coupling between airframe and engine, the drastic change of system parameters caused by long-span flight, the inefficiency of control rudder surface and the near-critical stability of closed-loop systems. Aiming at the problems of aeroelastic analysis and control-oriented model of hypersonic vehicle, this paper analyzes the aerodynamic force and elastic deformation of hypersonic vehicle and the second one, according to the analysis problem, establishes the model, puts forward the problem, puts forward the control method, designs and synthesizes the controller. The nonlinear motion model of the aircraft is established by introducing new variables. The corresponding control algorithms are given for uncertainties and parameter variations respectively. A complete controller design and synthesis method is given to ensure the attitude stability of the aircraft during cruising and long-span flight. The airflow zoning characteristics of hypersonic vehicle in hypersonic flow are given, and the relationship between airflow characteristics and altitude, velocity and angle of attack is given. The resultant moments provide the basis for the subsequent analysis of the relationship between aerodynamics and elasticity, the establishment of hypersonic vehicle and the design of flight control system. Essential relationship between aerodynamics and elasticity is presented, and the concept of induced attack angle is proposed. The dynamic characteristics of induced attack angle have a concise form and can describe the characteristics and relations of unsteady aerodynamics and elastic deformation simultaneously. The nonlinear equations of motion of hypersonic vehicle with aeroelastic information are given by modifying the rigid body model. The aeroelastic model of hypersonic vehicle is the basis of control system design in the following work. In the framework of LPV system, the problem is reduced to a standard H problem. According to the characteristics of multi-cell LPV system, the algorithm of LPV robust variable gain controller is given by using affine parameter-dependent Lyapunov method. Secondly, the model of LPV system is established by taking altitude and speed as scheduling variables, and the model is transformed into a multi-cell LPV system. The H_ robust variable gain controller is synthesized by choosing suitable weighting function and solving LMI problem. The simulation results show that the controller can effectively guarantee the stability of the system in the presence of disturbances and uncertainties. As a comparison, the control effect of the single-point controller based on the LTI system under the corresponding flight conditions is given. The comparison results show that the controller can effectively guarantee the stability of the system in the presence of disturbances and uncertainties. According to the mission requirements of hypersonic vehicle, a trajectory tracking control system is designed. According to the principle of frequency band separation, the controlled object is divided into high-frequency loop and low-frequency loop. The LPV attitude stabilization controller and trajectory tracking controller are synthesized by using multi-loop control structure. The obtained controllers are used to track the general periodic attenuated flight trajectory and the X43-A climbing test flight trajectory respectively. The simulation results show that the controller can effectively guarantee the aircraft to track the given trajectory instructions.
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V211.47;V249.1
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本文編號(hào)：2195207
本文鏈接：http://sikaile.net/shoufeilunwen/jckxbs/2195207.html
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9 張紅梅;高超聲速飛行器的建模與控制[D];天津大學(xué);2012年
10 張園園;高超聲速飛行器縱向模型的非線性控制方法研究[D];華中科技大學(xué);2014年
相關(guān)碩士學(xué)位論文 前10條
1 趙彪;高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展研究[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2010年
2 朱艷明;高超聲速飛行器的非線性控制[D];東北大學(xué);2009年
3 黃廣;高超聲速飛行器殘差自調(diào)節(jié)高精度控制算法研究[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2013年
4 安昊;高超聲速飛行器建模及控制方法研究[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2013年
5 張浩;高超聲速飛行器線性變參數(shù)建模及其魯棒控制[D];南京航空航天大學(xué);2015年
6 韓旭;高超聲速飛行器慣性/天文傳遞對(duì)準(zhǔn)技術(shù)研究[D];東南大學(xué);2015年
7 解水玲;基于QFT的高超聲速飛行器魯棒控制器設(shè)計(jì)[D];東北大學(xué);2014年
8 金震;高超聲速飛行器模糊/終端滑模姿態(tài)控制[D];北京理工大學(xué);2016年
9 任小歡;高超聲速飛行器有限時(shí)間滑模控制器和觀測(cè)器算法研究[D];北京理工大學(xué);2016年
10 曹特;高超聲速飛行器氣動(dòng)外形優(yōu)化[D];南京航空航天大學(xué);2015年
，本文編號(hào)：2195207
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