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摘要
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。
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单位大连理工大学; 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
