一种新型RLV再入轨迹在线规划方法

针对可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle,RLV)再入轨迹在线规划问题,提出了一种基于割线法的标准轨迹快速生成方法。该方法以驻点热流、法向过载、动压和平衡滑翔限制为再入过程约束,以再入初始点和结束点的高度、速度为再入端点约束;在阻力加速度-速度平面内建立约束模型后,设计了折线形式的标准轨迹;采用割线法迭代计算轨迹转折点以调整轨迹形状,使最终规划轨迹对应的航程和终端点速度同时满足设计需求。最后取3种不同航程的再入情况进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法能够在1秒内完成再入轨迹规划,并在一定航程范围内适用,能够满足在线设计标准再入轨迹的实时要求。

基于扰动观测器的高超飞行器建模及控制

提出了基于扰动观测器的高超声速飞行器控制器设计方法.针对高超声速飞行器的机体/发动机一体化设计布局、弹性轻质材料的广泛使用以及处于大高度和高马赫数的飞行条件的特点,建立了考虑推进及弹性影响的模型.在典型高超声速飞行器几何结构基础上,结合高超声速气动力学和气动弹性相关理论,建立了非线性纵向模型方程;分析模型不确定性的3种来源:参数、结构以及非结构,建立了非线性不确定模型;基于理论推导,采用基于扰动观测器的控制方法设计鲁棒控制器.仿真结果表明,本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性.

高超声速再入滑翔飞行器的模糊变结构控制

针对高超声速再入滑翔飞行器的再入姿态控制,设计了模糊变结构姿态控制器.根据控制系统的任务,建立了面向控制的模型.将模糊控制与滑模变结构控制的思想相融合,研究了模糊滑模变结构控制器的设计方法.通过在稳定的误差相平面内构造稳定的滑模面,模糊控制器根据误差状态与滑模面的相对位置输出控制信号,使得系统的轨迹能趋近稳定的滑模面,从而使得误差沿着滑模面收敛到原点.将模糊滑模变结构控制方法应用于高超声速滑翔洲际飞行器,给出了再入滑翔姿态控制器的设计方案,分别对攻角、侧滑角和倾侧角设计了独立的模糊变结构控制器,提出了分段线性控制分配方法.在Matlab中进行了整个控制系统的仿真测试,验证了该方法的可行性.

高超声速再入滑翔飞行器多约束轨迹快速优化

为适应高超声速再入滑翔飞行器高动态、多约束的特点,提出了一种快速轨迹优化方法.轨迹优化时将倾侧角控制曲线表示为飞行器能量参数的分段线性函数,从而使纵向轨迹优化问题转化为多维非线性规划问题,并采用序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)方法进行优化求解.横侧向轨迹控制采用偏航角跟踪视线角的方法,设计了视线角误差走廊边界随速度变化的取值,研究了倾侧角反转策略,避免了传统优化中求解倾侧角反转时刻所需的迭代运算.仿真结果表明:该轨迹优化方法在一般高性能微机上生成一条约10 000 km左右的飞行轨迹耗时约5 s,具有较快的优化速度,且精度较高,有一定的工程应用价值.

基于模糊逻辑的再入RCS控制方法

针对RLV(Reusable Launch Vehicle)的再入控制提出了一种基于模糊逻辑的RCS(Reaction Control System).详细分析了RCS控制特性,建立了基于效率系数以及继电特性的RCS模型,提出了一种基于Mamdani模型的模糊逻辑三通道RCS控制器,该控制器利用专家控制经验,根据姿态角及角速率的偏差,产生不同的RCS控制指令输出给三通道对飞行器进行姿态控制.通过六自由度非线性仿真,验证了该控制系统与PID(Proportional-Integral-D ifferential)控制器相比具有更好的跟踪性能,且RCS的控制输出效率也更高.

临近空间高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法

提出了一种新的将自适应滑模变结构控制与动态逆控制组合的鲁棒自适应的控制方法,用于临近空间高超声速飞行器的再入阶段飞行控制系统设计。用内外环动态逆控制将非线性飞行器对象近似解耦成不确定的3通道一阶线性系统,将所有不确定性转化为匹配的逆误差;由自适应滑模变结构控制给出动态逆的输入信号,消除逆误差的影响,保证对制导指令的鲁棒跟踪。某高超声速飞行器临近空间再入的六自由度仿真结果表明:控制器有较好的鲁棒性和跟踪性能。

通用高速飞行器预测校正再入制导方法研究

给出一种适合通用高速飞行器(CAV)的预测校正再入制导方法。首先基于再入高速飞行器三自由度运动模型,研究了再入过程中CAV受到的过程约束。基于准平衡滑翔条件给出了在指定倾侧角下的参考航程的计算方法,并指出当飞行器的初始航程超过参考航程时,可以使用本文给出的方法有效抑制飞行器轨迹在高度上的振荡。为了提高制导精度,不仅给出了精确计算当前倾侧角的方法,也给出了粗略调整终端倾侧角方法。最后仿真验证了制导方法的有效性。

弹道式再入飞行器零射程线技术研究

在介绍了零射程线基本概念的基础上,提出了3种常用的零射程线工程算法,并基于其中的迭代方法,采用弹道仿真手段,分析了影响零射程线方向的主要因素,给出了零射程线技术的应用途径,并对零射程线技术后续研究方向进行了展望。

基于RBF神经网络的轴对称飞行器弹道设计研究

轴对称飞行器在弹道设计与计算时的计算效率与计算精度难以兼顾,为了解决这一问题,提出了一种基于径向基函数(简称RBF)神经网络的轴对称飞行器弹道设计方法。该方法通过构建RBF神经网络来模拟复杂的弹道计算模型,在对该神经网络进行适当的学习训练之后,即可用来进行快速弹道设计与计算。仿真算例表明:该方法可行且运算效率较高,计算结果与工程实际结果吻合较好。

一种针对直接入轨飞行器的主动段轨道快速实现方案

在直接入轨飞行器允许较宽交班范围的情况下,采用离线优化设计轨道保障参数、射前根据发射点和射向对程序角进行修正的方案,将传统的单发设计转化为适应性强的通用设计,减少了轨道设计计算量,缩短了飞行器的射前准备时间。仿真结果表明,所提出的轨道快速实现方法对点位和射向具有较强的适应性,能够有效减小交班点的偏差范围,同时相比优化设计的轨道,终端速度差异较小,在具有一定优化指标的同时可保证在线实施。

一种非线性闭环多约束最优末制导律研究

针对复杂环境多约束条件下的飞行器末制导问题,提出了一种基于最优控制理论,同时考虑过程约束和终端约束的末制导律设计方法。首先,考虑终端位置、落角和过载需求,基于最优控制理论和Schwartz不等式,建立了过载指令表达式;然后,根据需要对其进行了简化处理,得到了便于应用的表达形式;接着,在建立飞行过载和导引头视角解析表达式并进行分析的基础上,设计了同时考虑过程约束和终端约束的制导参数设计策略;最后,开展了仿真分析,仿真结果表明,所提制导律在满足飞行过程和终端约束的同时,降低了飞行器飞行末段过载需求。

扰动引力场对远程火箭影响的分析及补偿方法研究进展

在分析扰动引力场影响机理的基础上,梳理了目前垂线偏差及扰动引力影响的分析方法。介绍了垂线偏差和扰动引力快速重构的主要研究进展。最后从弹道诸元、制导诸元和箭上实时三个方面评估了扰动引力场影响补偿的方法。本文的工作为提升扰动引力场下远程火箭的精度和快速反应能力提供了支持。

国外轴对称再入飞行器中段机动策略研究

生存概率是轴对称再入飞行器一项重要性能指标,为了提高其生存概率,以国外轴对称再入飞行器在飞行中段机动变轨全剖面为研究对象,构建中段机动规划问题的数学模型,提出适应于攻防对抗的程序机动策略、躲避机动策略以及弹道回归机动策略。仿真算例表明:提出的中段机动规划策略合理可行,有效改变了弹道运动轨迹,提高了突防概率,对工程应用具有一定的参考价值。

一种基于动压变化的火箭助推段弹道设计方法

飞行器在大气层内高速飞行时,主动段动压数值大,变化幅度大,给飞行器姿态控制系统设计和载荷设计带来较大难度。主动段一级飞行段弹道一般采用一次下压的形式,当飞行器要求全程在大气层中飞行时,一次下压已不能满足要求。针对以上问题,在弹道设计时,采用基于动压变化的二次下压弹道设计方法,在满足飞行约束的同时减小动压,为姿态控制系统设计和载荷设计创造良好的环境。最后通过数学仿真,验证了所提方法的合理性和有效性。

考虑可重复使用运载器耦合特性的改进标准轨道制导方法

针对可重复使用运载器再入返回段非线性、高动态、多约束、强耦合的特点,对传统意义上先根据飞行任务给定攻角变化曲线,再采用跟踪技术通过调整倾侧角进行轨迹跟踪的标准轨道制导方法进行完善,在考虑三通道耦合及实际飞行能力的情况下,通过引入攻角保持回路,改善倾侧角变化对实际攻角的影响。仿真结果表明,实际攻角能够很好保持在给定攻角附近,跟踪误差小于1°,从而保证再入制导精度,实现对标准轨道的稳定跟踪,使传统的单控制变量制导方法具有更广泛的适用性。