可回收火箭大气层内动力下降的多阶段鲁棒优化制导方法

针对大气层内可回收火箭的动力下降问题,提出一种多阶段的鲁棒优化(Robust optimization,RO)方法.由于大气层内存在未知风场,如何在火箭下降段考虑这种不确定性具有十分重要的意义.首先,建立一个关于高度的不确定风场模型,在该风场下给出火箭动力下降的鲁棒最优控制问题.为了求解该问题,使用一种对不等式约束采取一阶近似并将一阶项作为安全裕量加入约束的鲁棒优化方法,得到一个可以求解的单阶段鲁棒优化算法.其次,定量给出安全裕量的上界,基于该上界提出一种多阶段鲁棒优化算法,避免单阶段鲁棒优化算法中安全裕量可能过大导致无法求解的问题.最后,通过仿真对比各个算法在多个实际风场下的性能,结果表明所提出的多阶段鲁棒优化方法同时具有较高的落点精度和对于不同风场的鲁棒性.

基于对数型障碍Lyapunov函数的俯仰驾驶仪设计

相控阵雷达制导拦截弹在拦截高速大机动目标时,弹体气动参数剧烈非线性变化影响控制系统对大攻角的响应效果,应设计考虑攻角指令跟踪误差约束的鲁棒自动驾驶仪控制律。基于双幂次趋近律和对数型障碍李雅普诺夫函数设计了鲁棒非线性自动驾驶仪控制律,可将攻角指令的跟踪误差快速收敛于约束范围内。通过降阶扩张状态观测器对系统中存在的气动参数不确定性和系统外部扰动进行在线估计和补偿。稳定性分析和数值仿真表明,攻角可在1 s内达到稳态且攻角响应的稳态误差<10-4°,所提出的自动驾驶仪控制律具有较强的鲁棒性,能够准确稳定地跟踪攻角指令,控制导弹产生所需过载进而精准拦截目标。

基于固定时间稳定与部分状态反馈的角度约束制导律

针对终端角度约束制导问题,提出了一种采用部分状态反馈的固定时间收敛角度约束制导律。首先,基于一致精确鲁棒微分器(uniform robust exact differentiator,URED)算法,设计了固定时间状态观测器来估计不可测的系统状态。然后,基于固定时间稳定理论,设计了固定时间收敛的积分滑模面,并设计了固定时间制导律保证滑模面及制导误差的固定时间收敛。相比于传统有限时间制导律,文中所设计的固定时间制导律的收敛时间上界不受初始制导误差影响,因此可以在各类初始条件下都能保证快速收敛性能。同时,所设计的方法只需部分状态进行反馈,可以有效简化制导系统的硬件组成。最后,仿真结果表明,在各类初始制导误差及部分状态反馈条件下,所提出的方法都能取得良好的收敛速度与制导精度。

考虑建模误差的某型火箭末级制导方法研究

运载火箭末级发动机点火后,在制导系统的导引下,火箭最终抵达入轨位置、取得入轨速度,卫星进入运行轨道。火箭末级飞行动力学模型为非线性微分方程形式,难以利用解析方法得到火箭姿态变化特性,进而控制火箭飞行过程中的状态变量。将火箭入轨约束条件转化为最优控制的性能指标函数,利用庞德里亚金极小值原理与牛顿梯度法相结合的方式来解决动力学方程求解问题,得到末级飞行标准轨道;火箭动力学建模过程中,由于参数难以精确计量等的影响,存在建模误差,导致火箭实际飞行轨道会偏离标准轨道。对模型进行线性化处理,引入状态反馈,可以使实际飞行轨道接近于标准轨道,提高卫星荷载入轨要求精度。仿真结果表明:该制导算法可较好地减小火箭载荷入轨误差。

基于鲁棒观测器的深度强化学习垂直起降运载器姿态稳定研究

针对考虑弹性振动、模型不确定干扰下的垂直起降运载器姿态稳定问题,将鲁棒观测器和深度强化学习中的近端策略优化算法相结合,研究了一种基于鲁棒观测器的近端策略优化(robust observer-based proximal policy optimization,ROB-PPO)方法。该方法设计鲁棒观测器重构受弹性振动干扰的运载器姿态信息,将鲁棒观测器与运载器动力学模型组成环境,将鲁棒观测器得到的重构姿态作为深度强化学习算法的状态,使得深度强化学习智能体与之不断交互,从而训练智能体控制运载器姿态稳定。仿真结果表明,所研究的ROB-PPO算法相较于目前常用的自适应模糊比例-积分-微分(proportional-integral-derivative,PID)算法鲁棒性更强,收敛速度更快。最后,在自主研制的垂直起降运载器上验证了所提出算法有效性。

基于改进凸优化方法的火箭着陆段制导研究

火箭垂直着陆理想状态是下降过程中保持推力值接近重力大小,着陆瞬间等于重力。目前使用广泛的凸优化制导方法产生的推力调节曲线为Bang-Bang形式,发动机根据当前状态和目标状态调节推力在最大值与最小值之间跳变。采用凸优化方法制导使得火箭下降过程中加速度过大,其稳定性无法保证。提出了一种基于改进凸优化方法的火箭着陆制导律。以燃料最优为目标,使用基于凸优化的制导方法规划产生初始轨迹。在初始规划控制曲线上选取合适离散点,计算基于凸优化制导律控制量相邻两离散点之间的斜率值,将计算所得斜率突增点作为算法切换点,在火箭调节推力值到达突增点时切换为基于四次多项式的制导律直至着陆。仿真结果表明,相比于现有的单一制导方法,所提出方法解决了传统凸优化方法应用过程中减速过快的问题,同时最大程度上减少了燃料的消耗。

火箭着陆制导的二阶皮卡切比雪夫牛顿类方法

针对火箭一子级着陆问题,提出一种基于二阶皮卡-切比雪夫-牛顿类算法的制导方法。基于动力学方程的自然二阶皮卡迭代格式及切比雪夫多项式,将连续时间动力学方程进行离散化处理;将考虑终端约束的着陆问题转化为关于终端约束函数的非线性最小二乘问题,并采用高斯-牛顿方法求解该问题;在此基础上,在高斯-牛顿法的迭代过程中引入投影方法,实现推力的不等式约束。基于上述算法设计闭环制导并完成着陆段数值仿真。仿真结果表明,该制导方法具有较好的终端精度及计算效率。

运载火箭非火工分离机构技术发展与展望

针对国内外运载火箭分离技术进行系统研究,具体包含助推分离、级间分离、整流罩分离及有效载荷分离等四类形式。结合非火工分离机构技术发展需求,从连接形式与驱动能源两个方面对分离机构技术进行综合分析,对比分析了各分离机构技术特点,并对非火工分离机构产品发展趋势进行研究展望,旨在为运载火箭非火工分离机构技术创新与产品系统性发展提供参考。

有向切换拓扑条件下针对机动目标的分布式协同制导方法

针对多飞行器对机动目标的协同制导问题,在视线坐标系下建立飞行器-目标相对运动模型,在此基础上将协同制导问题分为视线角协同以及命中时间协同2个子问题。基于扩张状态观测器分别在视线方向以及视线法向设计了分布式协同制导律。通过一致性分析证明了所设计的制导律在有向切换拓扑条件下的收敛性,并通过数值仿真的方式进一步验证了制导律的有效性。

基于CW-THz的防热瓦结构缺陷深度检测校正方法

太赫兹探测成像技术在航空航天无损检测领域具有重要应用前景,采用无损检测方法对热防护材料进行相关检测,对保证材料质量以及提高其使用可靠性等都具有重要意义。因调频连续太赫兹采集信号受系统工作带宽的限制导致测试精度低,为提高其测量精度,本文引入不同的离散频谱校正与细化方法进行比较分析。以热防护结构的陶瓷防热瓦为研究对象,对防热瓦中不同深度的孔洞缺陷进行检测,通过分析样件的太赫兹二维图像以及典型信号对比,获取缺陷的位置和大小信息,从信号处理的角度进行深度信息校正。结果表明,调频连续太赫兹检测系统可以清晰识别热防护结构中的孔洞缺陷,且离散频谱细化及校正处理算法能较准确的定位缺陷深度,其校正误差在1 mm范围内。

固体火箭电缆线路雷电感应仿真研究

固体火箭低空飞行时很有可能遭遇雷击从而造成其内部电气设备的损坏。为了研究雷击信号下固体火箭周围的电磁环境及其内部电缆上的感应电流,建立了固体火箭的仿真模型,基于CST电缆工作室中的TLM时域求解器对固体火箭周围的电磁场及其内部线缆上的感应电流进行了仿真。结果表明,固体火箭开敞尾端的电磁环境较为恶劣,同轴线芯线较单线上的感应电流更小,对屏蔽层加厚或使用双层屏蔽则可以获得更好的屏蔽效果。所得结果对厘清雷电电磁脉冲对固体火箭内部线缆的电磁效应继而开展其雷电防护工作具有重要的实际意义。

改进粒子群优化多拦截器目标分配方法研究

为提高多拦截器拦截对抗场景下的目标分配效能,对多拦截器目标分配算法展开研究。首先提出了目标分配问题的离散优化模型,其次设计了一种改进粒子群优化算法,引入变邻域搜索算法解决传统粒子群优化算法容易陷入局部收敛的问题,设计目标分配矩阵以及适应度函数模型解决带约束离散优化问题,同时避免了编解码算法造成的精度损失;再次设计局部跳出算法的启动准则,提高了算法的效率;最后仿真分析表明:改进粒子群优化算法相对传统算法分配效能可提高9.4%,且收敛结果与全局最优偏差不超过0.1%。

基于MCD的多工位生产线运动仿真研究

为了演示多工位生产线的工作和调试过程,解决目前实训教学中面临的价格昂贵、安全事故频发、设备故障率高等问题,西门子NX MCD(Mechatronics Concept Design)机电概念设计仿真软件提供了一种解决方法。针对某工件的加工生产线,以多个工作站联合完成工件的自动取料、视觉检查、分拣、数控加工、自动打磨和自动仓储。学生通过该技术可以全面掌握机电、电气自动化、工业机器人等诸多学科知识和技能。

引入扰动观测器的比例导引律设计

针对空空导弹拦截机动目标末制导律设计问题,基于弹道坐标系下空间拦截数学模型,给出了纯比例导引律和添加前置角信息的修正比例导引律。推导了状态方程下的三维制导模型,考虑目标加速度不能直接被获取的情况,基于该模型引入扰动观测器估计目标加速度,将目标加速度估计项增加到修正比例导引律中,设计出了引入扰动观测器的比例导引律,仿真验证了其有效性和先进性。

纯方位量测下增强可观测性的微分对策制导律

为改善导弹受到干扰或加装被动捷联导引头仅能够完成视线角度或纯方位量测情况下的导弹制导信息估计性能,提出了一种适用于纯方位量测的微分对策制导律。首先,通过对范数型微分对策制导律对策空间的分析,明确了捕获区的制导特性可以用于改进纯方位测量情况下的可观测性的设计思路。其次,在完成纯方位估计器设计的基础上,利用估计均方误差反映估计器可观测性的特性,建立了导弹控制量和可观测性之间的关系。然后在微分对策空间的捕获区域内,进行制导控制指令的选取,保证脱靶量的同时,提升估计器的可观测性能。最后给出了所提出的增强可观测性的制导律的执行流程,并考虑控制系统延迟和外部其他不确定性因素的影响,以及脱靶量控制优先的原则,对零控脱靶量参数和剩余飞行时间参数进行了设计。制导律的设计方法超出了确定性等价原理的框架,实现了滤波和制导律的集成设计。非线性仿真对比表明,采用所提出的制导律,可以获得较好的目标信息估计性能,且具有较高的单发命中概率。

垂直返回运载火箭制导技术研究与展望

本文结合运载火箭垂直返回段的特殊任务需求,梳理了垂直返回制导控制系统设计中的技术难点,并指出同时具备轨迹规划与制导控制功能的规划制导是一条可行的技术路线,提出了一个垂直返回控制系统方案,分析了惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段4个阶段制导技术的特点、难点及相应的制导方法。最后,结合技术研究、工程应用关注的重点,展望了垂直返回运载火箭规划制导关键技术。

基于LSTM与1DCNN的导弹轨迹预测方法

针对弹道导弹等超远程攻击目标的轨迹难以预测的问题,提出一种基于长短期记忆(long short-term memory,LSTM)网络与一维卷积神经网络(1-dimensional convolutional neural network,1DCNN)的目标轨迹预测方法。首先,建立三自由度导弹运动模型,依据再入类型设计3种目标轨迹数据,构建机动数据库,解决轨迹数据的来源问题。其次,采用重复分割与滑动窗口的方法对轨迹数据进行预处理。然后,基于LSTM与1DCNN设计了一种目标类型分类网络,对目标进行初步分类。最后,基于1DCNN设计轨迹预测网络,对目标轨迹进行预测。仿真结果表明,提出的轨迹预测网络能够完成轨迹预测任务,预测误差在合理范围内。

有约束重复使用运载器障碍变换预设时间控制

针对姿态角受约束的重复使用运载器(RLV)再入段姿态跟踪控制问题,提出了一种基于障碍变换的预设时间控制方法。首先建立了面向控制系统设计的RLV动力学模型,设计障碍函数对动力学模型中受约束的状态量进行变换,得到等价无约束变量及控制模型;然后针对变换后控制模型,基于反步法思想设计了预设时间控制律,采用指令滤波器避免微分膨胀问题,并引入RBF网络对再入过程中RLV所受不确定扰动进行了补偿。Lyapunov方法证明了姿态跟踪误差可在预设时间内收敛至原点附近邻域,且姿态角满足时变约束。数值仿真验证了所提方法可保证姿态角满足约束,实现姿态跟踪误差预设时间收敛,且具有更佳的跟踪控制性能。

固体助推飞行器大气层内闭环制导方法

针对固体火箭助推飞行器大气层内制导问题,提出一种能够严格约束终端攻角的在线闭环制导方法。根据控制量对轨迹的不同影响能力,选择合适的飞行剖面,提高轨迹调整能力。设计具有解析多项式形式的飞行剖面,通过实时更新剖面约束条件实现对终端姿态的精确控制,解决终端姿态约束问题。设计剖面参数在线更新策略,在每个制导周期内,采用数值算法在线搜索剖面参数完成剖面更新,可以直接求得实际控制量,并满足终端高度和终端弹道倾角约束,为载荷后续飞行创造初始条件。仿真结果表明,在气动参数和发动机参数不确定情况下,终端攻角均在约束范围内,且波动不超过0.3°,高度误差小于10 m,具有较强的鲁棒性。

高稳定一体化星敏支架机热协同设计及试验验证

随着空间技术的发展,对卫星姿态测量精度的要求越来越高。星敏支架作为星敏感器与卫星之间的主要连接结构,其热稳定性直接影响星敏感器的测量精度与有效载荷的成像质量。因此,保证星敏支架的热稳定性成为卫星结构研究的重点。基于高体份铝基碳化硅新材料,利用其低膨胀、高导热性等特点,设计了一种适用于多头星敏感器安装的仪器支架,通过外加温控罩和精密温控等措施,对一体化星敏支架进行等温化控制,实现了星敏支架的热稳定性设计,并通过数值仿真和试验验证了设计方案的有效性。