吸氣式高超聲速飛行器因其高速度、大射程、快響應(yīng)的特點(diǎn),具有重大的軍事價(jià)值與潛在的經(jīng)濟(jì)價(jià)值。但是,相較于傳統(tǒng)飛行器,吸氣式高超聲速飛行器強(qiáng)非線性、氣推耦合、參數(shù)不確定、靜不穩(wěn)定等特性都對(duì)其控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來(lái)了巨大的挑戰(zhàn)。因此,本文針對(duì)高超聲速飛行器爬升段與巡航段的控制問(wèn)題進(jìn)行深入研究,重點(diǎn)解決:外界擾動(dòng)抑制問(wèn)題、執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障容錯(cuò)問(wèn)題、控制飽和抑制問(wèn)題和跟蹤誤差性能與進(jìn)氣條件約束問(wèn)題。主要研究?jī)?nèi)容包括:首先介紹了吸氣式高超飛行器的幾何構(gòu)型、外形參數(shù)與飛行任務(wù)剖面,并定義所需坐標(biāo)系及其轉(zhuǎn)換關(guān)系,然后基于飛行動(dòng)力學(xué)與空氣動(dòng)力學(xué)分別構(gòu)建剛體動(dòng)力學(xué)方程、飛行器各表面氣動(dòng)力與吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)模型。最后通過(guò)近似擬合,給出飛行器曲線擬合模型及相關(guān)參數(shù),為后續(xù)章節(jié)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。為了解決吸氣式高超聲速飛行器:強(qiáng)非線性、靜不穩(wěn)定、氣推耦合、參數(shù)攝動(dòng)等諸多因素帶來(lái)的控制難點(diǎn),并有效抑制外界擾動(dòng)影響,基于高階滑模理論設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)高階超螺旋控制器。首先應(yīng)用反饋線性化將飛行器模型轉(zhuǎn)化為仿射非線性形式,并利用非線性反饋解決氣推解耦問(wèn)題;其次引入精確魯棒微分器實(shí)時(shí)估計(jì)跟蹤誤差向量的導(dǎo)數(shù)信息,解決氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)問(wèn)題;然... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

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【學(xué)位級(jí)別】：博士

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空間軌道Figure1-1Spaceorbit

第1章緒論-5-(a)載荷(b)運(yùn)載器圖1-3AHW項(xiàng)目的載荷與運(yùn)載器Figure1-3PayloadandlaunchingvehicleofAHW2018年，在美國(guó)國(guó)防部的統(tǒng)籌部署下，美陸�？杖娺_(dá)成合作協(xié)議：以AHW項(xiàng)目驗(yàn)證的圓錐體構(gòu)型方案為基礎(chǔ)，依托“遠(yuǎn)程高超聲速武器”（LRHW）項(xiàng)目、“常規(guī)快速打擊”（CPS）項(xiàng)目和“高超聲速常規(guī)打擊武器”（HCSW）項(xiàng)目，分別開展陸射、潛射和空射型高超聲速助推滑翔導(dǎo)彈的型號(hào)研制；以HTV-2項(xiàng)目研發(fā)的楔形構(gòu)型方案為基礎(chǔ)，依托“戰(zhàn)術(shù)助推滑翔”（TBG）、“空射快速響應(yīng)武器”（ARRW）和“作戰(zhàn)火力”（OpFires）項(xiàng)目，開展空射/艦射型、空射型以及陸射型助推滑翔導(dǎo)彈型號(hào)研制與演示驗(yàn)證。（3）吸氣式高超聲速飛行器吸氣式高超聲速飛行器是以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的一類高超聲速飛行器。該類飛行器的主要應(yīng)用前景是戰(zhàn)術(shù)巡航導(dǎo)彈、察打一體無(wú)人飛行器與洲際快速運(yùn)輸飛機(jī)。該類飛行器的探索開始于1955年，早期主要開展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)技術(shù)研究工作。1984年，NASA提出了國(guó)家空天飛機(jī)（NationalAerospacePlane,NASP）發(fā)展計(jì)劃，目的是設(shè)計(jì)氫燃料的單級(jí)入軌吸氣式高超聲速飛行器，代號(hào)X-30，但其僅停留在縮比模型研究階段。在NASP計(jì)劃取消后，Hyper-X計(jì)劃在國(guó)家航空航天局統(tǒng)一管理、蘭利研究中心牽頭下備受軍方關(guān)注，其目的為研究并驗(yàn)證可用于高超聲速飛機(jī)和可重復(fù)使用天地往返系統(tǒng)的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)與一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。計(jì)劃共分為四個(gè)型號(hào)的試飛器：X-43A~X-43D。X-43A采用乘波體外形，長(zhǎng)3.66m、寬1.53m、高0.66m、質(zhì)量1360kg。如圖1-4(a)所示，X-43A采用全動(dòng)式水平尾翼、雙垂直尾翼作為控制面。迄今為止，X-43A共進(jìn)行了三次飛行試驗(yàn)，其中2004年11月16日第三次試飛的任務(wù)剖面如圖1-4(b)所示。X-43A首先由B-52B轟炸機(jī)攜載自12km

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)博士學(xué)位論文-6-(a)X-43A外形(b)X-43A第三次試驗(yàn)任務(wù)剖面圖1-4X-43A外形與試驗(yàn)任務(wù)剖面Figure1-4OutsideviewofX-43AandtaskprofileofflighttestHyTech為美國(guó)空軍于1995年提出的高超聲速發(fā)展計(jì)劃，用于發(fā)展碳?xì)淙剂?主動(dòng)冷卻超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，驗(yàn)證4~8Ma下發(fā)動(dòng)機(jī)的可操作性、性能和結(jié)構(gòu)耐久度。HyTech計(jì)劃的驗(yàn)證機(jī)X-51A具有乘波體外形，長(zhǎng)7.62m、最大寬度0.5842m、質(zhì)量1788kg，設(shè)計(jì)性能為：巡航速度6~7Ma、最大射程約740km[22]。如圖1-5所示，X-51A由固體火箭助推器、級(jí)間段與巡航飛行器組成，巡航飛行器長(zhǎng)4.27m，質(zhì)量682.2kg。X-51A共進(jìn)行了四次飛行試驗(yàn)，2013年5月1日的第四次試驗(yàn)基本成功，X-51A首先由B-52H轟炸機(jī)攜帶自15.2km高空投放，然后助推器工作26s將飛行器加速至4.8Ma。與助推器分離后，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，動(dòng)力飛行時(shí)間持續(xù)了240s，飛行器爬升至18km高空，速度達(dá)到5.1Ma，在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后，X-51A繼續(xù)飛行約500s后墜海[23]。(a)X-51A與巡航飛行器外形

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]2019年國(guó)外高超聲速技術(shù)發(fā)展回顧[J]. 韓洪濤,王璐,鄭義.  飛航導(dǎo)彈. 2020(05)
[2]國(guó)外高超聲速飛行器發(fā)展歷程綜述[J]. 劉薇,龔海華.  飛航導(dǎo)彈. 2020(03)
[3]2019年國(guó)外高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展綜述[J]. 張燦,林旭斌,劉都群,胡冬冬,葉蕾.  飛航導(dǎo)彈. 2020(01)
[4]組合動(dòng)力空天飛行器關(guān)鍵技術(shù)[J]. 唐碩,龔春林,陳兵.  宇航學(xué)報(bào). 2019(10)
[5]俄羅斯新型高超聲速打擊武器研究[J]. 林旭斌,張燦.  戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù). 2019(01)
[6]基于高斯偽譜法的吸氣式高超聲速飛行器爬升彈道優(yōu)化研究[J]. 楊志紅,徐寶華,姚德清.  導(dǎo)航定位與授時(shí). 2018(03)
[7]國(guó)外高超聲速飛行器研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)[J]. 姜鵬,匡宇,謝小平,張文廣,彭奇峰,康宇航.  飛航導(dǎo)彈. 2017(07)
[8]高超聲速飛行器模型及控制若干問(wèn)題綜述[J]. 張超凡,宗群,董琦,田栢苓,葉林奇.  信息與控制. 2017(01)
[9]吸氣式高超聲速飛行器控制的最新研究進(jìn)展[J]. 吳立剛,安昊,劉健行,王常虹.  哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào). 2016(10)
[10]美國(guó)加速高超聲速打擊武器實(shí)用化發(fā)展進(jìn)程[J]. 胡冬冬,葉蕾.  飛航導(dǎo)彈. 2016(03)

博士論文
[1]高超聲速飛行器巡航非線性控制技術(shù)研究[D]. 楊文駿.西北工業(yè)大學(xué) 2018
[2]吸氣式高超聲速飛行器軌跡跟蹤控制方法研究[D]. 曹林.西北工業(yè)大學(xué) 2018
[3]高超聲速飛行器跟蹤控制方法研究[D]. 孫經(jīng)廣.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2018
[4]吸氣式高超聲速飛行器控制方法研究[D]. 安昊.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2017
[5]高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性建模與魯棒變?cè)鲆婵刂芠D]. 逄洪軍.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2016
[6]高超聲速飛行器建模及巡航跟蹤控制技術(shù)研究[D]. 趙林東.北京理工大學(xué) 2015
[7]高超聲速飛行器建模、分析與驗(yàn)證研究[D]. 張希彬.天津大學(xué) 2014
[8]彈性高超聲速飛行器跟蹤問(wèn)題控制方法研究[D]. 王婕.天津大學(xué) 2014
[9]臨近空間高超聲速飛行器魯棒變?cè)鲆婵刂芠D]. 葛東明.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2011

碩士論文
[1]高超聲速飛行器建模和控制[D]. 朱國(guó)梁.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2017
[2]高超聲速飛行器機(jī)理建模及特性分析[D]. 申玉葉.天津大學(xué) 2014
[3]類HGB飛行器再入制導(dǎo)技術(shù)研究[D]. 董萌.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014
[4]高超聲速飛行器縱向動(dòng)力學(xué)問(wèn)題研究[D]. 王頌超.南京航空航天大學(xué) 2013
[5]臨近空間高超聲速飛行器的L1自適應(yīng)控制[D]. 李曉紅.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012
[6]面向控制的高超聲速飛行器一體化設(shè)計(jì)[D]. 張勇.南京航空航天大學(xué) 2012



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