變幾何進(jìn)氣道高超聲速飛行器多模型切換控制.pdf

1、變幾何變幾何進(jìn)氣道進(jìn)氣道高超聲速飛行器高超聲速飛行器多模型切換多模型切換控制控制MultimodelSwitchingControlofHypersonicVehiclewithVariableGeometryScramjetInlet工程領(lǐng)域：控制工程作者姓名：高靖淇指導(dǎo)教師：竇立謙副教授企業(yè)導(dǎo)師：孫京生高級(jí)工程師天津大學(xué)電氣與自動(dòng)化工程學(xué)院二零一六年十一月I摘要摘要高超聲速飛行器具有大空域、超高速、長(zhǎng)距離的特點(diǎn)，能夠?qū)崿F(xiàn)全球快速精確

2、的戰(zhàn)略打擊，是確保國(guó)家戰(zhàn)略安全的重要保障之一。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的使用，滿足了飛行器超高馬赫數(shù)飛行標(biāo)準(zhǔn)。其中，就飛行器而言，飛行動(dòng)力來(lái)源為：氣流被超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中進(jìn)氣道所捕獲，之后，輸送至燃燒室，進(jìn)行助燃而形成的推動(dòng)力。不管是在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方面，還是就飛行器整體而言，氣道性能狀況都起著關(guān)鍵作用。通過(guò)相關(guān)研究證實(shí)，變幾何進(jìn)氣道能夠借助移動(dòng)進(jìn)氣道唇口來(lái)捕獲更多氣流，改善高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性，但同時(shí)也會(huì)導(dǎo)致模型結(jié)構(gòu)和參數(shù)的不確定性。本文圍繞

3、變幾何進(jìn)氣道高超聲速飛行器的模型以及控制等相關(guān)問(wèn)題，研究?jī)?nèi)容可以歸納為以下幾個(gè)方面：本文基于美國(guó)空軍研究中心研究人員Bolender以及Doman構(gòu)建的一體化解析式縱向模型，采用法國(guó)ONERA所提出變幾何進(jìn)氣道方案，結(jié)合激波膨脹波理論，對(duì)變幾何進(jìn)氣道高超聲速飛行器進(jìn)行受力分析，完成機(jī)理建模。然后，采用曲線擬合方法，得出飛行器在不同進(jìn)氣道位置下面向控制的氣動(dòng)模型解析表達(dá)式。在對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)行受力分析、機(jī)理建模的基礎(chǔ)上，研究了一種沿來(lái)流

4、方向平移的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)特性以及飛行邊界的影響。圍繞變幾何進(jìn)氣道高超聲速飛行器，分析其縱向控制問(wèn)題，首先對(duì)進(jìn)氣道處于不同位置下的高超聲速飛行器氣動(dòng)模型，設(shè)計(jì)各自相應(yīng)的縱向姿態(tài)控制器，其中，所有子模型控制器均采用基于反步法的自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制算法；然后根據(jù)工況對(duì)各控制器進(jìn)行切換，實(shí)現(xiàn)在低馬赫數(shù)下調(diào)節(jié)進(jìn)氣罩伸長(zhǎng)量為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)捕獲更多的進(jìn)氣來(lái)流，同時(shí)使高超聲速飛行器在氣動(dòng)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化的情況下對(duì)高度與速度指令進(jìn)行穩(wěn)