摘要：针对巡航飞行器非线性模型具有快时变、强耦合和高度非线性的特点,在考虑飞行过程中可能存在的气动参数以及大气密度不确定性情况下,提出了一种高精确、强鲁棒控制方法。通过将扰动观测器与指数时变滑模控制方法结合,构造了一种基于扰动观测器的巡航飞行器指数时变滑模控制设计方法,并利用Lyapunov理论分析了采用该控制律后整个闭环系统的稳定性。该方法能够有效地减小采用边界层方法来处理滑模抖振问题时所引入跟踪稳态误差,提高系统控制精度。最后,通过仿真验证了所提出方法的有效性。

摘要：针对超声速大空域变轨巡航飞行器在变轨过程中出现的系统矩阵摄动问题,给出了具有较强鲁棒性的变结构控制律。通过合理选取滑模面,使得设计的变结构控制律对由于飞行空域变化造成的系统矩阵的摄动具有不变性,从而保证了控制律的鲁棒性。通过对系统相平面的分析及李亚普诺夫理论证明了闭环系统的稳定性。利用饱和函数来近似符号函数,对变结构控制律的抖振现象进行消除。最后给出了数学仿真校验,结果表明所设计的变结构控制律具有较强的鲁棒性。

摘要：为有效提升现有巡航飞行器的航程,在不改变飞行器总体布局的情况下,考虑气动特性、质量等多重因素影响,研究了某巡航飞行器增程优化技术。首先,分析了巡航飞行器在典型飞行任务下的气动特性以及优化所需的有效参数;其次,构建了机翼翼展变化时翼展长度与机翼面积的映射模型,估算了不同翼展长度情况下飞行器质量的变化;然后,以翼展长度作为直接设计变量,考虑计算精度与优化效率,设计了基于遗传算法与神经网络相结合的优化方法,完成特定飞行条件下的航程优化。仿真分析表明,在设计约束范围内,当翼展长度增加到原来的1.16倍时,其航程相比原来可以增加18.03%,达到性能最优,同时,将影响航程变化的质量要素纳入设计优化,提高了性能优化的精准性。本文方法具有一定的理论和应用价值。

摘要：针对巡航飞行器在飞行过程中系统特征及各项参数时变、对控制系统强非线性的情况,设计了一种以反步法为基础的误差逼近鲁棒非线性系统。首先,对巡航飞行器建立6-DOF非线性模型,根据反馈线性理论,将系统转化为含有误差项的严格反馈MIMO系统。其次,利用Backstepping设计控制律和误差逼近律,在虚拟控制律设计中引入动态面法来避免多重微分运算,以解决"项数膨胀"问题。最后,运用Lyapunov稳定性定理证明了闭环系统有界且跟踪误差指数收敛于零的一个邻域内。通过飞行器飞行仿真,结果表明控制器在外界未知干扰下具有很强的稳定性和鲁棒性。

摘要：叙述了Ma=10的双燃料(吸热碳氢燃料/低温氢燃料)升力体巡航飞行器的设计,最终结构质量不超过277t,可携带4540kg有效载荷,作战半径可达15750km。设计要求根据其任务要求、操作方面考虑和性能问题而确定。给出了气动方法和性能结果,同时给出了参数进气道设计研究的结果。飞行器外形的长细比优化是通过飞行器宽度和高度变化的参数研究来完成的,在进行长细比研究时,除了考虑壳体质量和平面形状对飞行器起飞和巡航性能的影响外,还引入了流迹性能特性的CFD(计算流体动力学)计算结果。

摘要：在详细分析某巡航式飞行器运动模型的基础上 ,论述了采用经典控制理论设计该飞行器控制系统的方法 ,并在考虑限幅、延迟等非线性环节的基础上 ,进一步对控制系统参数进行了仿真分析。通过部分仿真结果曲线可以看出 ,控制系统结构和参数合理 ,可以满足该飞行器控制的总体性能要求。同时 。

摘要：为设计以粉末燃料冲压发动机为动力的火星巡航飞行器,研究了飞行器巡航马赫数对进气道动能效率、压比和总压恢复系数的影响,设计的巡航飞行器在火星5 km高度以5 Ma的速度巡航,冲压发动机进气道动能效率为0.88,压比为100,总压恢复系数为0.163;对以硼粉、铝粉和镁粉为燃料的冲压发动机进行了理论性能计算,选择镁粉作为冲压发动机的燃料,发动机的氧燃比约为10;研究了飞行器初始质量、升阻比和燃料质量比对巡航航程的影响,当升阻比为1的飞行器质量大于500 kg、燃料的质量分数大于0.5时,飞行器的巡航航程超过1000 km。

摘要：以巡航飞行器为对象,重点研究高精度末制导方案。考虑到超声速飞行器制导设计与弹道设计及单机指标确定之间的紧密耦合关系,进行弹道制导一体化设计,提出弹道设计的关键点要求及导引头开机方案和要求,并通过控制系统六自由度仿真试验验证方案设计的有效性,为后续工程研制奠定了理论基础。

摘要：RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一。采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究。以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器气动特性和RBCC发动机性能的基础上,开展了爬升段弹道优化。结果表明:最优弹道包括平飞加速、等动压爬升、等速爬升等阶段;火箭发动机应当以“开-关-开”模式工作,且火箭发动机无需大范围调节;在适当的火箭发动机最大流量和动压约束下,该飞行器的动力段航程达到2430 km。

摘要：为了研究吸气式巡航飞行器对固体超燃冲压发动机的总体应用需求,首先系统总结20世纪60年代以来国外吸气式巡航飞行器的发展历程以及超燃冲压发动机技术的变革,梳理飞行器总体设计、液体超燃和固体超燃冲压发动机的技术脉络,从而研判出未来吸气式巡航飞行器将向着"多平台强约束、长时间高性能、大速域宽空域"的趋势发展。然后对比分析液体超燃和固体超燃冲压发动机的优劣势,提出固体超燃冲压发动机以其独特的优势将逐渐成为支撑吸气式巡航飞行器应用的关键技术。最后详细分析吸气式巡航飞行器对固体超燃冲压发动机在长时间巡航、高比冲性能、长时间防隔热技术、高性能贫氧推进剂配方、高效燃烧组织技术和宽范围流量调节技术等方面的需求和解决措施。研究成果可以为吸气式巡航飞行器和固体超燃冲压发动机发展规划提供重要参考。