基于拟平衡滑翔的数值预测再入轨迹规划算法

针对高超声速飞行器三维约束再入轨迹规划问题,提出一种基于拟平衡滑翔条件的数值预测再入轨迹规划方法.该方法在以倾侧角为控制量的基础上,增加对攻角的控制作用,能够充分利用再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件.根据飞行路径角剖面和攻角剖面分别对再入航程和终端速度进行数值预测;借助拟平衡滑翔条件计算能够保持平衡滑翔飞行的倾侧角,同时将飞行过程约束转化为对倾侧角的约束;以CAV-H再入飞行器为例进行仿真分析.仿真结果表明,该数值预测轨迹规划算法不仅能够使CAV-H的再入轨迹具备平滑弹道的优良特性,而且对目标点的改变具有很强的适应性.

远程滑翔导弹滑翔段制导算法研究

提出了一种满足多种约束的远程滑翔导弹滑翔段在线规划制导算法。给出了攻角参考剖面与倾侧角大小的边界。利用拟平衡滑翔条件简化了滑翔段弹道。考虑地球旋转影响,利用修正的拟平衡滑翔条件,并结合速度与待飞航程的关系,将满足多约束的纵向参考弹道设计问题转化为单参数搜索问题。利用LQR方法完成纵向参考弹道跟踪,并采用改进的侧向制导策略生成侧向弹道。仿真结果表明,给出的制导算法可在线生成满足多种约束的三自由度弹道,在远程滑翔导弹滑翔段制导控制方面有一定的应用前景。

基于能量的高超声速飞行器再入混合制导方法

针对大升阻比高超声速飞行器滑翔再入制导问题,提出一种基于能量的混合制导方法.建立以能量为自变量的三自由度运动学方程,利用拟平衡滑翔特性将过程约束转换成倾侧角约束.纵向制导在初始下降段采用固定数值倾侧角飞行,在拟平衡滑翔段基于剩余航程随能量单调变化的特性将标准轨迹进行分段,然后分段进行在线预测校正制导.侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的倾侧角反转逻辑,以保证侧向制导精度.分析研究和仿真结果表明该方法易于实现,有效减小了制导指令的解算时间,制导和落点精度高,且对再入初始偏差及过程扰动不敏感.

高可靠性再入轨迹快速规划方法

提出一种高可靠性再入参考轨迹快速规划方法。在参考轨迹生成过程中,如果飞行路径角变化率不足够小,拟平衡滑翔条件(quasi-equilibrium glide condition,QEGC)的应用前提得不到保证,利用QEGC所得的倾斜角剖面不保守,从而导致生成的参考轨迹有穿越再入走廊的风险。为得到高可靠性再入轨迹,在倾斜角搜索过程中,除了使再入参考轨迹满足路径约束与终端约束外,同时将QEGC的应用前提"飞行路径角及其变化率为小量"作为倾斜角搜索的一项约束。计算结果表明所提方法能够保证再入轨迹的可靠性,同时基于QEGC规划方法的适应性得到保留。

基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的自适应再入制导方法

针对高超声速飞行器非标称再入飞行任务的高精度自主制导问题,研究了一种基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的全自主自适应制导方法.该方法基于拟平衡滑翔条件与高精度的规划模型在线生成满足多路径约束的参考轨迹,在跟踪参考轨迹时引入符号函数法在线计算线性二次调节器的反馈增益矩阵,以获得高精度的自适应跟踪律.最后通过远程、近程两种工况的蒙特卡洛打靶仿真验证了该方法的精度与鲁棒性.

多约束RLV快速再入轨迹规划

研究了一种多约束的重复使用运载器(RLV)三自由度快速再入轨迹规划方法。对于高超声速远程的情况,考虑地球旋转对轨迹规划的精度影响较显著,提出了完整的拟平衡条件;将RLV再入过程划分为两段:初始下降段和滑翔段。首先,将再入走廊转化为控制量的上下边界,在搜索满足航程的控制量时引入近似的纬度和航向角;其次,以终点航程横向偏差为依据迭代搜索改变倾侧方向的时刻;最后,提出航程修正的方法,进一步提高终端落点的精度。通过仿真验证了快速轨迹规划的有效性。

基于坡度率的再入飞行器在线轨迹规划

为了实现再入飞行器轨迹快速生成,提出了一种在线轨迹规划方法。利用改进的拟平衡滑翔条件,提出了坡度率的概念。通过设计坡度率,可获得不同航程的纵平面弹道。为了加大航程的调节范围,在基于坡度率的纵向轨迹规划方法基础上,引入了倾侧角,同时规划坡度率和倾侧角可以获得较大范围的航程覆盖区。飞行器航程跟坡度率、倾侧角、初始航向误差角、飞行时间存在对应关系。离线计算若干条不同工况的轨迹并存盘,当给定新的目标点时,只需计算出目标点距离初始点的航程和目标视线角,通过插值得到所需的坡度率、倾侧角、航向误差角和飞行时间,然后利用轨迹积分,能够快速获得一条完整的三自由度轨迹。仿真表明,利用本文的方法,生成一条实际飞行时间2000 s的再入轨迹,只需要0.2 s左右,极大地提高了在线轨迹设计效率。