J2项摄动下的远程拦截耗尽关机中制导律设计

为实现远程高精度动能拦截,针对使用固态燃料发动机的拦截弹在强时间约束下的耗尽关机问题,本文设计一种基于通用能量管理(GEM)的闭环中制导律。该制导律首先考虑了地球非球形J2摄动项对弹道影响,改进Lambert问题求解算法,在小计算量的情况下修正了因地球扁率摄动在远程拦截长时段飞行过程中引起的需求速度求解偏差,将其精度提升一个数量级。然后在GEM基础上给出了一种能量调制角虚拟映射关系实现了能量调制初段指令平滑过渡,并改变近关机点推力定向策略解决了临近关机时指令发散问题。在制导过程中加速度计反馈环节的引入增强了对推进系统参数的鲁棒性。六自由度仿真表明,相比传统GEM制导律,该制导律精度更高,任务适应性强。

RLV应急再入轨迹规划问题的动态伪谱法求解

针对可重复使用运载器(RLV)的应急轨迹规划问题,提出了动态伪谱法,实现了目标变更与能力下降情况下的轨迹重构。该方法将应急轨道规划问题转换为动态全局规划问题,基于Legendre-Gauss-Lobatto伪谱法进行了连续最优问题的离散化处理,推导了连续Bolza问题与离散化谱方法的一致性,并基于拉格朗日算子进行了性能指标优化。考虑到非连续最优解的收敛困难,给出了高效的初始配点和动态规划算法。最终的仿真结果表明所提出方法可有效实现再入轨迹重构,适应气动力系统20%的拉偏,且终端约束精度小于10 m。

临近空间飞行器拦截策略与拦截武器能力分析

针对现有典型高动态临近空间飞行器,分析其弹道特性和相关指标。以此为典型对象,通过对现有各型拦截系统的能力分析,重点针对临近空间飞行器研究了此类拦截系统的响应速度、作用空域、弹道形式,并根据此类系统的不足,针对弹道的不同阶段提出了应对临近空间飞行器的各种拦截策略。

基于外部信息源的临近空间飞行器中制导研究

针对用于高超声速巡航飞行器拦截的临近空间飞行器,提出了基于预测校正算法的中制导方法,基于外部预警系统所提供的目标信息,通过对影响末制导段拦截精度的空间交会角分析,给出了中制导虚拟终端目标的生成方法。利用基于单纯形算法的最优化求解算法进行预测校正算法的实现。针对中制导的实现特点,分别建立了适合的目标函数、预测方程和迭代优化算法。最终,通过仿真验证了算法的可行性和有效性,仿真结果标明,对于最大升阻比为2的飞行器,所提出的算法可基于目标的运动实时进行中制导轨迹的调整,到达期望的中制导终端点。最大位置偏差不超过500m,速度偏差小于10m/s,航迹倾角和航迹偏角小于2.5°和3.0°。

可重复使用运载器变结构姿态控制算法设计

详细介绍了混合使用气动舵面和反作用控制系统的变结构姿态控制系统的设计方法。该控制算法用于可重复使用运载器,对于具有高空域大马赫飞行、机动明显、通路间耦合严重的非线性不确定时为系统具有良好的控制精度和抗干扰鲁棒性。同时基于可重复使用运载器空间飞行轨迹、使用执行机构特性等因素,进行数学模型和控制律的简化设计和相应处理。仿真结果初步显示了基于变结构设计的PLV姿态控制算法可以确保对指令精确、鲁棒和解耦的跟踪能力,姿态误差小于1°,姿态响应超调量小于5%。

可重复使用运载器RCS修正脉冲调宽算法研究

主要结合可重复使用运载器的特殊工作环境、任务需求和实际的工程硬件的可实现性提出了修正脉冲调宽RCS系统指令处理逻辑,使用具有离散性能的推力器对控制律给出的线性变化控制量进行近似拟和,与常规的基于死区的处理方法相比较,既保证了姿态控制系统对指令姿态的跟踪能力,稳定性能达到期望要求,同时姿态角速度和角度的振荡频率降低到1Hz以下,RCS系统燃料消耗降低57%,也不会对推力器性能产生苛刻的要求。最终的仿真结果验证了该方法的有效性和适用条件。

高速飞行器Petri net异常事件诊断系统设计

高速飞行器在遇到外部大气扰动和伺服故障事件导致状态失稳时,对于不同的故障事件采用不同的控制策略。为了使飞行器能够自主的辨别导致状态异常的事件类型,并针对性调用相应的处理策略,提出了一种基于决策网络进行飞行器异常事件诊断的系统。基于Petri net方法构建的飞行器异常事件诊断系统,通过分析差异事件对飞行器状态的影响规律,以各状态量传感器读数为输入,发生的事件类型为输出,可以使飞行器自主利用Petri net的矩阵推理运算能力快速在线定位出引起状态异常的事件类型,为后续采取的控制行为提供依据。最后以某RLV再入段为例,对其注入各种类型故障后,应用C++软件对事件诊断系统正确性进行仿真验证,结果证明建立的诊断系统能够正确的诊断和区分不同类型事件。

可重复使用运载器异构多执行机构混合算法研究

基于线性规划方法对可重复使用运载器提出了一种简单有效、物理意义明显的实时在线控制分配算法,根据高空段飞行器的参考轨迹,提出了合理的系统结果和实现方法。将控制律给出的控制力矩合理分配给气动面的反作用控制系统,并考虑了实际的硬件特性要求。分析了算法中参数的设置方法和其对应的物理意义。避免了由于执行机构和其工作模式更换导致飞行器出现瞬态变化和系统颤振。最终的仿真表明了该算法具有明显的效果。

稀薄大气层反作用控制系统设计方法

针对高层大气中反作用控制系统和气动舵的面对称飞行器控制问题,提出了反作用控制系统(RCS)的设计方法。为实现姿态的稳定控制,利用舵前馈进行力矩配平,并针对新系统提出了反作用控制系统的构成和功能。分别对关键子系统进行设计。在刚体状态估计器中,分别利用高通滤波器和低通滤波器进行姿态和角速度反馈信号的处理。根据高层大气中姿态控制系统的需求,采用最优控制方法进行相平面逻辑的设计和优化。根据动态处理方法给出了推力器选择逻辑。建立数学模型,通过仿真验证了方法的可行性和有效性。说明控制器满足高层大气中姿态控制系统的性能指标,稳态精度小于0.50。

基于相空间递归网络的鲁里叶系统稳定度量

针对考虑故障、不确定等特性的飞行控制系统稳定性的分析问题,提出了一种基于混沌时间序列数据分析的鲁里叶系统稳定度预测度量方法。首先采用鲁棒控制理论中的小增益理论和线性矩阵不等式,分析了导致鲁里叶非线性系统失稳的多种诱因,在理论上证明了鲁里叶系统在不确定和故障情况下的稳定条件。为了量化分析复杂鲁里叶非线性系统的稳定性,基于相空间重构理论将包含连续离散特性的非线性鲁里叶系统等价转换为近似时间离散方程,将其映射至低维的基元空间中,通过在核函数中引入q高斯函数,更好地增强了神经网络的泛化能力,实现了基于基元迁移特性的稳定性分析方法,适用于多种故障与不确定条件,并可给出相关的量化稳定范数。最终的仿真表明了所提出的方法可有效解决多种因素下的飞行控制系统稳定性分析判定。

固体火箭的鲁棒自适应耗尽关机制导方法研究

针对固体火箭的耗尽关机制导问题,提出了一种基于闭路制导和零射程线相结合的自适应耗尽关机制导方法,该方法首先利用闭路制导技术,使待增速度快速收敛;随后基于零射程线理论,设计了对关机时间变化不敏感的零射程线能量耗散管理导引律和末速精调导引律,提高了耗尽关机方法在推力、秒耗、关机时间随机摄动条件下的鲁棒性和自适应性以及制导精度,从而拓展了耗尽关机显示制导方法的工程化应用。

基于遗传算法的多执行机构控制分配策略

随着多执行机构在复合控制中的频繁使用,控制分配问题逐渐成为研究重点。所谓控制分配,就是在众多限制条件下,根据系统要求和执行机构特性合理地协调使用执行机构。好的控制分配算法对系统性能影响很大。相比常用控制分配算法,二次规划法能够更贴近工程实际地描述约束条件下的复杂控制分配问题,但同时也将控制分配问题转化为非线性规划(NP)问题,处理该问题的传统解法复杂、且效率不高,影响了控制分配问题求解。文中利用遗传算法解决了二次规划方法描述的控制分配问题中的求解难问题。仿真表明,在控制分配和重构问题上,遗传算法体现出准确、稳定特性。最后基于算法通用性和稳定性提出遗传算法和数学规划方法相结合解决控制分配问题新方法。

基于改进A＊算法的滑翔飞行器轨迹规划

为了研究滑翔飞行器再入过程中的侧向机动问题,A*算法的相关理论被引入到轨迹规划中。飞行距离较远时,地球的曲率必须加以考虑,且再入过程中飞行器会受到各种过程约束。针对现有规划方法中在平面上进行A*算法推演的局限性,本文提出了一种基于椭球面A*算法的轨迹规划方法。通过推导将过程约束引入A*算法搜索过程中,从而规划出合理的轨迹。仿真结果表明,本文所提出的方法能够快速地对再入段的轨迹进行有效规划,具有很强的实用性。

基于直／气复合的再入飞行器操纵耦合分析及鲁椿控制设计(英文)

为保证再入飞行器在剧烈变化飞行环境下的控制能力,传统单一气动舵面控制被直\气复合控制模式取代。性能提升同时,多个参与飞行控制的执行机构之间引起的操纵耦合使系统耦合加剧。以再入飞行器为研究重点,分析了直\气复合控制模式下的两类操纵耦合原理,建立数学模型。采用动态逆、模糊理论和变结构方法相结合策略设计鲁棒控制器。仿真结果表明该方法是行之有效的。

可重复使用运载器再入段喷气选择逻辑重构研究

针对反作用控制系统(RCS)推力器开机失效后的喷气选择逻辑(JSL)重构问题进行了研究,提出了2种实现JSL重构的方法:①基于组合逻辑检索的方法;②基于冲量矩控制的线性规划方法。RCS是可重复使用运载器(RLV)再入过程中控制姿态的主要执行机构,所以RCS能否正常工作关系到RLV能否成功再入返回。为了提高RCS的可靠性,必须考虑RCS推力器开机失效后的喷气选择逻辑(JSL)重构问题。基于美国X-34技术验证机后部RCS配置方案的仿真试验证明了在出现推力器开机失效时,应用这两种JSL重构方法后,虽然控制效果有所降低,偏航、滚转角与角速度出现了振荡,但仍能满足系统性能要求。

一种基于在线能量推演的自适应末端能量管理方法

新一代RLV要求末端能量管理(TAEM)可适应较大的窗口能量偏差,且BTT模式使飞行器的纵向和横侧向耦合严重,高度-速度难以协调控制。针对此问题,文章提出了一种基于在线能量推演的强自适应TAEM方法。该方法的"直接进入柱面可变"能量管理模式利用能量推演计算手段在线生成期望的能量-航程剖面,基于该剖面在线规划飞行轨迹和航向校正圆,使TAEM轨迹自适应窗口能量的不确定性,且易于实现高度速度协调控制。随后将弹道跟踪问题转化为模型预测静态规划(MPSP)问题,基于优化理论设计了在线迭代自适应制导律,解决了该模式在扰动条件下的轨迹自适应跟踪问题。3DOF仿真表明:该方法具有很好的快速在线能力和末端精度,在TAEM窗口能量扰动±25%的范围内均能保证飞行器安全进入自动着陆窗口,末端速度偏差小于10 m/s,高度偏差小于350 m,横向偏差小于150 m。

临近空间飞行器再入段复合控制律设计

针对临近空间飞行器再入段的异构复合控制问题,提出了适合该类飞行器气动舵和反作用控制系统的复合控制模式及其构型,并设计了相应的异构复合控制律。在此基础上完成了适合高空段的指令型控制器设计和适合中空段的力矩型控制器设计,指令型控制器实现了高空段姿态的快速与平稳响应控制,力矩型控制器实现了中空段姿态的精确跟踪与强干扰抑制控制。仿真表明所提方法的姿态角与舵偏角动态响应平稳,组合拉偏下的跟踪误差小于0.5°,超调小于5%,满足临近空间飞行器姿态复合控制的工程设计要求。

高超声速飞行器姿态自适应解耦控制方法研究

研究飞行器优化姿态控制问题,高超声速飞行器具有的快时变、非线性、强耦合特性给姿态控制系统设计带来一定难度。针对飞行器的特性分析,将姿态动力学模型分解为姿态角与角速度跟踪的内、外两回路,采用动态逆方法设计了双回路控制系统结构,从而在实现完全解耦的同时有效降低了设计难度。同时针对动态逆方法过于依赖精确数学模型的局限性,设计PID神经网络控制器,利用神经网络的无限逼近能力调整自身网络权重矩阵参数值,使控制器对不确定因素与未知干扰具有一定的自适应能力。在标称和拉偏情况下进行仿真,结果表明,控制姿态角的跟踪超调量可在1.5%以内,侧滑角的耦合量不足1度,满足对飞行器控制优化的要求。

基于多约束因素量化与多目标优化的RCS冗余配置方法

针对目前可重复使用运载器的RCS配置方法主要依靠经验定性分析和反复试凑的局限性以及设计指标单一的问题,提出了一种基于多约束因素量化与多目标优化的RCS冗余配置方法。该方法将RCS配置中与安装位置、方向、数量、系统性能相关的诸元因素依据其物理机理进行归一化量化处理,综合成一个量化评估指标函数,用定量数学优化法将RCS的冗余配置问题转化成普通的非线性规划最优求解问题。最后通过冗余度2的配置案例设计和仿真,验证了该方法的有效性和可靠性,表明文中设计的RCS配置方法可在设计过程实现量化寻优,实现特定指标,确保系统冗余度要求。

高动态临近空间飞行器的姿态自适应解耦控制

研究飞行器空间动态特性优化控制问题,高动态临近空间飞行器的姿态运动模型是一个多变量非线性时变不确定系统,由于小扰动线性化理论和系数冻结基本假设的传统三通道独立综合(设计)方法已很难适用。针对多变量非线性时变不确定系统对象的非线性设计方法来解决控制问题。提出了一种神经网络自适应反馈线性化方法,用FCMAC神经网络估计实际模型和标称模型间精确线化反馈阵的误差,修正实际系统的反馈线性化模型,有效克服了反馈线性化需要被控对象精确建模的局限性,实现了高马赫、大空域、快角度机动条件下的姿态解耦控制,并进行仿真。仿真结果表明:解耦控制系统在气动拉偏30%下超调小于7%,通道间交叉耦合小于1°,能够满足对象的控制要求。