變幾何進氣道高超聲速飛行器多模型切換控制.pdf

1、變幾何變幾何進氣道進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：孫京生高級工程師天津大學電氣與自動化工程學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、長距離的特點，能夠?qū)崿F(xiàn)全球快速精確

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

3、變幾何進氣道高超聲速飛行器的模型以及控制等相關(guān)問題，研究內(nèi)容可以歸納為以下幾個方面：本文基于美國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ONERA所提出變幾何進氣道方案，結(jié)合激波膨脹波理論，對變幾何進氣道高超聲速飛行器進行受力分析，完成機理建模。然后，采用曲線擬合方法，得出飛行器在不同進氣道位置下面向控制的氣動模型解析表達式。在對高超聲速飛行器進行受力分析、機理建模的基礎(chǔ)上，研究了一種沿來流

4、方向平移的超燃沖壓發(fā)動機進氣道對高超聲速飛行器氣動特性以及飛行邊界的影響。圍繞變幾何進氣道高超聲速飛行器，分析其縱向控制問題，首先對進氣道處于不同位置下的高超聲速飛行器氣動模型，設(shè)計各自相應(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)工況對各控制器進行切換，實現(xiàn)在低馬赫數(shù)下調(diào)節(jié)進氣罩伸長量為超燃沖壓發(fā)動機捕獲更多的進氣來流，同時使高超聲速飛行器在氣動結(jié)構(gòu)發(fā)生變化的情況下對高度與速度指令進行穩(wěn)