近空間可變翼飛行器主動控制技術(shù)研究.pdf

1、近空間可變翼飛行器具有大飛行包絡(luò)和高空高超聲速飛行的能力，這些特點(diǎn)存在的同時也帶來了更多的研究難點(diǎn)。飛行器高超聲速飛行時氣動焦點(diǎn)會大幅度后移，將產(chǎn)生很大的穩(wěn)定裕度，形成很大的負(fù)俯仰力矩，需要尾翼提供抬頭俯仰力矩以平衡。一方面機(jī)翼升力除了要與飛行器重量平衡，還要平衡尾翼的負(fù)向升力，使總升力減少；另一方面飛行器高速飛行段的機(jī)動性能也因為穩(wěn)定裕度大大增加而變壞。
　　同時本文研究的近空間可變翼飛行器要求實現(xiàn)自主水平起降，然而由于其采用大

2、后掠翼細(xì)長比結(jié)構(gòu)，低速飛行過程時升力系數(shù)較常規(guī)飛行器明顯偏小，將嚴(yán)重影響飛行器起飛性能。
　　針對上述問題，本文提出采用放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)改善近空間可變翼飛行器升力特性不足、高速機(jī)動性能不佳的問題，采用直接力技術(shù)解決飛行器起飛性能不佳的問題。本文的主要研究內(nèi)容包括：
　　(1)定性和定量的分析放寬靜穩(wěn)定性對近空間可變翼飛行器升力特性及機(jī)動性能的影響收益，定量得到在保證高速巡航段飛行器機(jī)動性能良好前提下需要放寬的靜穩(wěn)定度，并分析

3、實現(xiàn)放寬指定靜穩(wěn)定度的工程實現(xiàn)方法，為工程實現(xiàn)提供解決思路。
　　(2)放寬靜穩(wěn)定性后的飛行器在亞聲速階段變?yōu)殪o不穩(wěn)定，本文分別采用基于經(jīng)典反饋的線性控制方法和基于動態(tài)逆-PID的非線性控制方法為亞聲速飛行器設(shè)計增穩(wěn)控制系統(tǒng)。仿真結(jié)果表示，后者能夠使飛行器具有更良好的穩(wěn)定性。
　　(3)飛行器在高超聲速階段外部干擾頻繁、內(nèi)部變化劇烈，呈現(xiàn)嚴(yán)重的非線性特性。本文利用回饋遞推方法在處理非線性問題上的獨(dú)特優(yōu)越性，設(shè)計基于回饋遞推的