強(qiáng)擾動(dòng)下飛翼飛機(jī)著陸控制技術(shù)研究.pdf

1、飛翼是未來飛行器設(shè)計(jì)的一個(gè)方向，翼身融合的氣動(dòng)布局使飛翼具有很好的隱身性能，并且適合高空長航時(shí)作業(yè)，但是也存在著在低空低速階段控制難度大、易受干擾等問題。本文首先對(duì)包括紊流、突風(fēng)和平均風(fēng)在內(nèi)的風(fēng)擾動(dòng)做了仿真，用以驗(yàn)證控制器的性能。然后以下滑段的飛翼線性模型為被控對(duì)象，以抑制擾動(dòng)為目的，基于線性矩陣不等式的方法設(shè)計(jì)了混合H∞/H2狀態(tài)反饋控制器。
　　 在擾動(dòng)的仿真中，重點(diǎn)是大氣紊流的仿真。本文根據(jù)Von Karman大氣紊流速度

2、頻譜和大氣紊流梯度頻譜，用蒙特卡羅方法實(shí)現(xiàn)紊流速度和梯度的仿真。分析不同方向的紊流速度和紊流梯度的頻譜，依據(jù)它們各自的特點(diǎn)，分別采用不同的隨機(jī)變量抽樣方法。對(duì)橫向紊流速度的抽樣，在保證正確抽樣的同時(shí)，加入合理的假設(shè)，提高變量的抽樣效率。對(duì)繞x軸的兩個(gè)紊流梯度的仿真中，為了提高變量抽樣效率，放棄了一般使用的工程應(yīng)用公式，采用了理論公式。最后用紊流的直方圖，直觀地驗(yàn)證了紊流仿真的正確性和合理性。
　　 建立了飛翼著陸下滑段的線性模型