相位编码波形在航天器黑障段应用研究

针对雷达常规线性调频(LFM)信号对强鞘套环境下再入航天器跟踪性能较差的问题,研究了相位编码波形对再入航天器的跟踪测量方法。相较LFM信号,相位编码信号的模糊函数为图钉状,距离和多普勒分辨率高,不存在距离-多普勒耦合效应。利用鞘套与目标本体空间位置相同而速度不同的特点,当鞘套信号较弱、本体信号较强时,可以在目标本体多普勒滤波器中检测到目标,实现目标在空间和多普勒域的精确定位;当鞘套信号强于本体目标信号甚至淹没本体信号时,可以在鞘套的多普勒滤波器中选择信号较强的通道,借助鞘套实现目标本体的精确定位,从而完成对目标的跟踪测量。相位编码信号可为常规LFM信号探测等离子鞘套目标提供有力补充,改善对高速再入航天器的跟踪测量效果。

机动再入飞行器主动段再入点约束闭路制导研究

基于机动再入飞行器再入制导段控制条件苛刻和难度大 ,必须为飞行器创造最佳的再入条件。本文对具有再入点约束的主动段闭路制导律进行了研究。根据飞行器椭圆弹道的性质、飞行器再入条件、球面几何和不动点原理给出了理想弹道的计算算法。为使飞行器能在主动段很快地进入到理想弹道上 ,系统采用了非线性的推力向量控制及预测制导方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统的设计与仿真 。

再入段等离子体对弹头RCS的影响研究

在分析等离子体对电磁波衰减机理的基础上,研究了再入段弹头周围包覆等离子体对雷达散射截面(Radar Cross Section,RCS)的影响。推导计算了再入段等离子体参数,借助电磁仿真软件FEKO,利用快速多极子与物理光学法相结合的方法对等离子体参数影响目标RCS的情况进行了实验仿真。仿真结果表明,再入段弹头包覆一定厚度的等离子体时RCS值比没有包覆等离子体的RCS值有所降低,给反导系统目标探测与弹道导弹突防带来一定的影响。

半圆环折返管内长江水固液两相流的数值模拟

应用欧拉两相流模型和计算流体力学对含沙长江水在半圆环形折返管中的流动进行了数值模拟，模拟结果表明，在雷诺数＆为2．8×10^4时，泥沙代表粒径ds为0．0303mm的颗粒在各种弯曲度（R／r）的折返管中都有一定的分离效果；但对于代表粒径ds为0．0102mm的颗粒基本没有分离效果；对具有明显分离效果的代表粒径ds为0．1085mm的颗粒，当弯管弯曲度R／r在10-40的范围内其分离程度相对较小。

高超声速飞行器再入段滚转控制及鲁棒性分析

高超声速飞行器再入段保持大迎角下滑过程中,航向失稳、荷兰滚发散、副翼操纵反效,为保证大迎角再入段飞行安全需要研究大迎角下滚转控制。针对大迎角下副翼操纵反效问题,提出了"改善LCDP的副翼控制滚转"与"方向舵控制滚转"两种控制策略,并利用结构奇异值快速分析两种滚转控制策略的鲁棒性,最后通过仿真对比两种滚转控制策略的控制品质与鲁棒性。仿真结果表明,标称状态下两种滚转控制策略均能完成滚转控制,但在考虑气动参数摄动情况下,方向舵控制滚转的鲁棒性明显优越于改善LCDP的副翼控制滚转。

基于平方根UKF的多传感器融合再入段目标跟踪研究

为了提高再入段目标跟踪的精度,将平方根不敏卡尔曼滤波(unscented Kalman filter,UKF)算法与多传感器分布式融合算法相结合,提出了基于平方根UKF的多传感器融合跟踪算法。在各个独立的传感器中利用平方根UKF滤波器进行状态估计,然后通过分布式融合方法融合各传感器的状态估计值得到全局的状态估计值和误差协方差,将全局误差协方差进行加权对各传感器进行分配更新。通过仿真验证,基于平方根UKF的多传感器融合跟踪算法具有较高的跟踪性能,是一种有效的非线性融合跟踪算法。

基于平方根CKF的多传感器序贯式融合跟踪算法

为了提高非线性序贯式融合跟踪算法的精度,提出了基于平方根容积卡尔曼滤波器的多传感器序贯式融合跟踪算法。该算法使用三阶容积数值积分原则计算非线性过程的均值和方差,克服了扩展卡尔曼滤波器存在的滤波精度低及平方根无迹卡尔曼滤波器存在的参数复杂的缺点。同时,在滤波递归过程中以协方差平方根矩阵代替协方差矩阵,这样确保了滤波算法的数值稳定性,提高了跟踪的精度。最后用已知弹道系数的再入段弹道跟踪模型对所提算法的性能进行仿真测试。仿真结果表明,所提算法具有很好的跟踪性能,是一种有效的非线性序贯式融合跟踪算法。

高超声速飞行器再入段RCS姿态控制

为满足反作用控制系统(reaction control system,RCS)姿态控制需求,对高超声速飞行器再入段的姿态控制进行研究。以X-34的RCS系统为对象,建立了RCS的数字模型,设计了RCS姿态控制率与PWPE脉冲调制器,利用非线性描述函数法分析姿态控制系统的稳定性,并通过Matlab仿真验证了所设计的RCS姿态控制系统性能。仿真结果表明:该PWPF脉冲调制可以满足RCS姿态控制的需要,同时与传统的PWM脉冲调制相比,可以较大地降低RCS消耗的流量与开启次数,可为高超声速飞行器再入段RCS姿态控制系统设计提供参考。

角加速度反馈在再入段控制中的应用

针对再入飞行器滚动通道产生较大的滚动角及滚动角速率,给出了一种能够有效地减小滚动角和滚动角速率的方法。该方法引入滚动角加速度信号反馈,并采用逆系统方法设计控制器。数学仿真结果表明,引入角加速度信号后,通过对干扰力矩的补偿,可以很大程度上减小再入飞行器的滚动角和滚动角速率,滚动角可以稳定在±5°范围以内。该方法将有利于减弱通道之间的耦合,提高再入飞行器再入段控制的精度。

遥测发射机中的微波锁相调频技术研究

本文介绍了再入遥测系统中发射机的微波锁相调频技术 ,分析了几种微波锁相调频方案构成及其电路的性能和应用。研究结果表明 :两点注入式微波锁相调频适用于高码速率。

临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间特性研究

以临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间的特性为研究对象,论证临近空间乘波体飞行器飞行轨迹属于非开普勒轨道的研究范畴;推导基于非开普勒轨道的该飞行器巡航段和再入段的动力学方程,研究弹跳瞬间临近空间乘波体飞行器的位置矢量求解问题;进而论述弹跳瞬间特性,提出弹跳系数的概念,最后进行仿真分析,结果表明临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间有明显的拐点特性并且加速度必须满足一定的条件才能弹跳,所得结论对临近空间乘波体飞行器弹跳飞行的研究具有一定的参考价值。

探月返回器跳跃式再入过载抑制算法研究

针对小升阻比探月返回器大航程、跳跃式再入的特点,采用了新的过载约束条件,并在此基础上对过载抑制问题进行了描述。然后对跳跃式再入过程中影响开普勒段航程的因素进行了分析,将气动升力在地球矢径方向的分量等效为万有引力的小扰动力,推导得出了与预测校正制导律相结合的过载抑制算法。最后通过仿真校验了该算法在不影响返回器着陆精度的前提下有效实现了过载抑制,各种偏差情况下的蒙特卡洛仿真也体现了该算法的实用性及鲁棒性。

遥测发射机的高码速率实现和小型化技术

给出高码速率遥测发射机的几种实现方式。通过对目前典型的发射机小型化设计方案进行分析 ,指出其优缺点 ,并总结实现小型化的途径。

探月返回器再入目标搜索捕获研究

探月返回器再入段目标角动态大,可见弧段短。针对该问题,分析返回器再入目标捕获难点及关键技术,利用多波束测控系统波束指向控制灵活迅速的特点,通过对空域成像覆盖、捕获时间及流程设计进行研究,可以完成多波束同时覆盖预定空域进行目标搜索、大范围高动态目标的快速检测和捕获跟踪,从而实现探月返回器再入搜索捕获。仿真结果表明,所提方法能够实现信号快速检测,完成大动态目标角捕获以及大动态弱信号的快速捕获。

弹道导弹再入段风干扰误差修正

在弹道导弹的飞行过程中，导弹再次进入大气层后，风造成的扰动对导弹的射击精度有很大的影响。为了减小再入段风干扰造成的误差，利用在Simulink中建立的数字打靶平台对它进行研究。在分析了多次试验数据的基础上，提出对射击条件中的射程和射向进行修正来减小再入段风干扰造成的误差的方法。在数字打靶平台上的多次试验证明，这种方法是可行的，

升力式再入飞行器非最小相位级联姿态控制

针对具有非最小相位特性的升力式再入飞行器的姿态控制问题,设计了一种基于干扰观测器的动态逆预测级联姿态控制器。提出了"外界输入控制外部状态,外部状态偏差控制内部状态"的级联控制策略。在内部状态回路中,利用模型预测控制器的最优性,以较小的控制量镇定内部状态到有界范围;在外部状态回路中,采用动态逆控制器将输出偏差镇定在内回路所需控制量上,并加入干扰观测器来消除再入过程中的建模不确定性,进而实现飞行器姿态的稳定跟踪输出。数值仿真结果表明,该级联控制策略能够有效地解决具有非最小相位特性的模型指令跟踪问题。Monte Carlo数值仿真结果表明,在建模不确定性存在的情况下,该级联姿态控制器具有良好的鲁棒性。

升力式再入飞行器多约束多阶段弹道优化设计

结合再入飞行器实际任务需要,以升力式再入飞行器机动突防弹道优化设计为研究目的,给出了多约束多阶段弹道优化模型,研究了弹道优化数值解法理论,将该多约束多阶段优化问题的多个阶段弹道优化模型统一于1个优化算法;采用直接法+序列二次规划法解该优化问题,得到了满足相应约束的再入机动突防弹道.仿真结果表明,采用该方法能够进行升力式再入飞行器的再入机动突防弹道的优化设计,并具有较好的效果.

嫦娥五号任务再入返回段测控总体设计与实现

针对探月工程三期嫦娥五号任务再入返回段测控任务要求,梳理出轨返分离点测定轨预报、轨返分离前天地校时、初次再入及二次再入关键任务弧段的跟踪测控等主要技术难题,并给出了相应的解决方案,确保了在轨道器与返回器分离(轨返分离)前定轨并预报1 h至分离点,径向、切向和法向三个方向上的位置精度均优于1000 m,速度精度均优于0.5 m/s的测定轨预报要求以及1 ms的校时精度要求,构建了几乎连续覆盖的再入返回测量链,并通过获取的各类遥外测数据对返回器落点进行了预报,精度为1 km量级。任务实践充分表明,测控系统的方案稳妥可靠,有效确保了任务的圆满成功,并可为后续开展小行星采样返回、火星采样返回等任务提供重要技术参考。

航天器跳跃式返回的再入动力学特性仿真

深空高速再入返回是航天返回技术面临的新问题。研究采用跳跃式返回方式解决高速再入产生的高过载、高热流峰值问题。建立了完整的航天器再入大气层飞行动力学模型;依据航天器跳跃式返回飞行剖面和返回飞行的运动特性,将再入大气过程划分为初始再入段、初次再入下降段、初次再入上升段、大气层外飞行段和二次再入段,详细研究了各飞行段航天器的动力学特性,简要分析了各阶段的制导任务。通过分析仿真结果,初步摸清了航天器深空飞行跳跃式再入动力学特性。

基于改进分段Gauss伪谱法的带推力高超声速飞行器再入轨迹规划

再入轨迹规划是高超声速飞行器领域的热点问题,已吸引了众多国内外专家的关注. Gauss伪谱法以及分段Gauss伪谱法是解决含有多约束轨迹规划问题的一类有效工具.然而,发动机多次点火熄火导致推力不连续以及点火时刻控制输入的连续性要求是带推力高超声速飞行器再入轨迹优化面临的新挑战.本文将问题简化为多脉冲再入轨迹规划问题,基于改进分段Gauss伪谱法生成满足多条件约束的最优再入轨迹.通过设置分段Gauss伪谱法连续性条件,确保飞行器状态与控制输入在分段点处连续衔接.通过无动力自由再入与带推力再入算例对改进分段Gauss伪谱法进行说明,仿真结果也表明,改进分段Gauss伪谱法可有效求解带推力高超声速飞行器再入轨迹规划.