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进气道可变高超声速飞行器自适应一体化控制

Adaptive integrated control for hypersonic variable inlet vehicle

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使用冲压发动机的高超声速飞行器多采用乘波体构型,由于飞行包线大、飞行环境变化显著,故采用变几何进气道设计以提高不同飞行条件下的综合推进性能,这使得飞行器动力学特性变化更加复杂,飞行和推进耦合效应更加显著.在此背景下,开展变进气道高超声速飞行器动力学建模研究,分析进气道构型变化情况下的动力学特性.提出了动力学参数依赖的自适应一体化控制方法,实现飞行/推进耦合反馈控制.在飞行环境和进气道构型改变导致动力学特性变化情况下,通过实时调整控制器参数,提升指令跟踪控制品质.

hypersonic vehiclevariable inlet modelingintegrated controlflight dynamics modelingflight mechanics and handling characteristics analysis

李家鑫、侯霖飞、李旦伟、吴国强

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大连理工大学,辽宁 大连 116024

沈阳飞机设计研究所,沈阳 110035

高超声速飞行器 变进气道建模 一体化控制 飞行动力学建模 飞行力学与操稳特性分析

自然科学基金航空科学基金

U21412292019ZC063001

2023

10.11809/bqzbgcxb2023.10.017

兵器装备工程学报
重庆市（四川省）兵工学会 重庆理工大学

兵器装备工程学报

CSTPCDCSCD北大核心
影响因子：0.478
ISSN：2096-2304
年,卷(期)：2023.44(10)
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