基于自适应EKF的空天飞行器再入段大气参数估计方法

针对空天飞行器再入段计算虚拟大气参数时,风速状态系统噪声和导航系统量测噪声具有时变特性导致滤波精度下降问题,提出一种基于自适应EKF的大气参数估计方法。首先,基于气动模型下的动力学方程组,建立风速和大气参数估计模型;其次采用Sage-Husa自适应滤波方法对风速状态系统噪声和导航量测噪声进行自适应调整,并且针对可能存在的滤波发散问题,引入滤波发散判据,调整滤波过程参数,提高了滤波稳定性。最后进行了仿真验证,仿真结果表明,所提出的自适应EKF滤波方法具有较好的风速和大气参数估计精度和收敛稳定性,其中在风向、真空速和侧滑角估计精度上较EKF和传统Sage-Husa滤波算法均提高了20%以上。

中国科学院力学研究所研究员肖天白 助力空天飞行器以高超声速冲出地球

飞天、奔月、探索宇宙是中华民族自古以来的梦想。我国航天事业在无数科研人员的满腔热血和无私奉献下,取得了一系列举世瞩目的成就。目前,我国正大力开展载人航天与登月工程、天地往返运输系统、先进机动高超声速飞行器等领域的关键性研究。

基于高斯过程回归的空天飞行器多精度气动建模方法

为了满足空天飞行器在初步设计阶段宽速域、大空域模型的需求,将传统工程估算方法和计算流体动力学(CFD)数值模拟方法分别作为低精度和高精度气动数据来源,基于高斯过程回归模型提出独立于构型的空天飞行器气动性能多精度气动建模方法.在工程估算方法中,以面元法为基础,建立空天飞行器气动力快速估算模型.在CFD数值模拟中通过求解三维可压缩Euler方程实现空天飞行器气动高精度计算.将所提出的多精度气动建模方法应用于FTB外形的双参数气动建模问题中,通过对比分析,发现所提出的多精度气动模型的预测精度、稳定性均优于用同等数量高精度样本构建的单精度代理模型的,预测的相对误差小于1%.将多精度气动模型作为该空天飞行器再入问题气动数据来源,对比分析单、多精度建模方法对再入轨迹仿真的影响,发现所提出的空天飞行器多精度气动建模方法能够更加快速、准确地给出轨迹仿真所需的气动数据.

复杂空天融合项目研制及飞行试验创新管理实践

空天飞行器是一种将航空技术与航天技术融合而产生的新型飞行器,已被公认是未来航天交通运输系统的变革性技术,对于未来常态化、低成本进出太空具有重大意义,其技术及研制生产关系的复杂性给该类项目的研制管理带来了巨大挑战。一、项目特点与难点某航天器融合“箭、星、船、飞机”研制特点,项目系统组成复杂、技术难度大。从项目属性上看,该项目既不同于传统预研演示验证项目,又不同于型号装备,是一种科研试验型装备;从涵盖专业上看,该项目任务剖面全,既是航空、航天的融合,又是在轨航天器和可返回航天器的融合。项目本身的特点及其研制过程中存在的客观因素给项目研制管理过程带来了诸多困难。

hp自适应伪谱法空天飞行器轨迹优化

空天飞行器具有廉价、便捷、可靠、自主等优点,是具有战略威慑和实战能力的新概念飞行器,该文针对其上升段轨迹优化问题展开研究,首先构建适用于空天飞行器轨迹仿真体系结构和数据模型;接着基于hp自适应伪谱法的最优轨迹求解方法,将含有微分约束的最优轨迹优化问题转化为代数约束的非线性规划问题,运用序列二次规划求解,然后研究hp自适应伪谱法的燃料最优轨迹设计方法;并且对比传统定动压轨迹优化方法和采用hp自适应轨迹优化算法下的燃料消耗情况,仿真结果表明采用hp自适应伪谱法的最优轨迹燃料消耗相对于传统的定动压优化算法更少,最后验证hp自适应轨迹优化算法的有效性和精确性。

绝密飞行:X-37B空天飞行器再创飞行记录

不久前,美国X-37B空天飞行器时隔两年半重返地球,再次创下新的飞行记录,在轨飞行时间超过908天。截至目前,X-37B已完成6次在轨飞行任务,累计飞行时间长达3774天,飞行里程超过21亿千米。虽然美国高调公布了此次飞行任务开展的在轨试验项目,却再次引发世界媒体对其真实目的的大猜想。那么,X-37B有何神秘之处?世界各国都有哪些空天飞行器项目?

基于径向基神经网络的空天飞行器鲁棒自适应轨迹线性化控制

基于轨迹线性化控制方法(TLC)以及径向基神经网络(RBFNN)技术研究了一种新的鲁棒自适应轨迹线性化控制方案并应用于空天飞行器(ASV)飞行控制系统设计中.首先基于被控对象的分析模型设计系统的TLC控制器,然后利用RBFNN对系统不确定的逼近能力,设计了鲁棒自适应控制器及参数的自适应调节律,并采用Lyapunov方法严格证明了闭环系统所有误差信号一致最终有界.最后应用新控制方案设计了ASV飞行控制系统,仿真结果表明了方法的有效性.

组合动力空天飞行器关键技术

针对组合动力系统的工作特征和空天飞行器的任务特点,总结组合动力空天飞行器面临的主要问题,并梳理了该类飞行器存在的主要关键技术。从气动布局、机体/推进一体化、热防护/热管理、制导、控制、地面和飞行试验等方面,详细阐述各类关键技术存在的难点,总结各类技术的发展现状,并分析给出未来可能的发展途径和方向。相关研究可指导未来组合动力空天飞行器的技术攻关。

基于反作用发动机推力的空天飞行器再入姿态飞行控制

研究了空天飞行器(ASV)再入跨大气层飞行时的姿态控制问题。在ASV跨大气层再入飞行时,通过反作用控制系统(RCS)中的反作用发动机推力产生控制力矩来控制ASV的姿态,以补偿气动舵面操纵失效或者部分失效而引起的控制力矩不足;随着空气密度的增加,气动舵面逐步介入控制系统,RCS随之逐步退出.由于快回路控制器产生进行姿态控制所需要的控制力矩,其通过相应的控制分配将控制力矩映射到作动器,为了减轻作动器的抖振,提出了利用基于区域模型的T-S模糊多模型控制方法设计快回路控制器,在跟踪期望角速度的同时,柔化控制信号.最后通过仿真验证了所提方法的有效性.

空天飞行器概念设计再入数学建模研究

研究了空天飞行器(ASV)再入飞行条件下6自由度数学建模问题,所建数学模型包含完整的6自由度动力学方程和运动方程。气动力和力矩系数是迎角、马赫数、高度及控制舵面偏角的函数,反作用控制系统(RCS)推进器属于开关型的,控制量可近似为常值开关型的量。开环特性分析说明整个模型能够体现出ASV复杂的非线性、耦合性以及快时变性等特点,可满足新一代高超声速飞行器轨迹优化、姿态控制等问题的概念设计和仿真研究。

基于模糊前馈的空天飞行器再入姿态的模糊鲁棒跟踪控制

提出一种新的模糊鲁棒跟踪控制方法,并应用于研究空天飞行器(ASV)再入段姿态角的跟踪问题。基于ASV再入段存在外界干扰的不确定姿态动态系统的T-S模糊模型,考查姿态角跟踪误差,引入模糊前馈,得出跟踪误差指数稳定的约束条件,并在镇定控制是前馈控制的先决条件的前提下,研究了模糊前馈跟踪控制器和具有η衰减率的模糊镇定控制器的设计问题,基于Matlab的LMI(linear matrix inequalities)和FLC(fuzzy logic control)工具可实现此问题的求解。仿真结果验证了算法的有效性。

空天飞行器质量特性设计方法研究

详细阐述了空天飞行器质量特性设计所面临的"五化"难点,质量特性作为空天飞行器总体设计的关键控制参数,与飞行器总体性能和技术指标密切相关,其设计与控制贯穿空天飞行器研制全过程。提出了质量特性设计"五确定"方法+基于全飞行器数字样机的质量特性管理系统的组合方案。工程实践结果表明,文章提出的系统方案,解决了飞行器质量特性设计的系统优化难题,实现了飞行器质量特性全生命周期的动态可控、可见和可追溯。该方法可应用于空天飞行器各研制阶段质量特性优化设计,对其他航天器质量特性优化设计亦具有借鉴意义。

空天高速飞行器多传感器协同跟踪任务规划研究

针对空天高速飞行器连续稳定跟踪难题,构建了基于多智能体(multi-agent system,MAS)的多传感器协同跟踪任务规划框架,建立了面向空天高速目标协同跟踪的多传感器协同调度优化模型,并提出了基于自适应克隆遗传算法(self-adaptive clonal genetic algorithm,SCGA)的协同跟踪任务规划算法。仿真实验验证了所建立的模型、算法的合理性和优越性,对未来空天高速飞行器探测预警系统的构建具有一定的技术支撑作用。

空天飞行器用热防护陶瓷材料

拓展现有热防护系统及相关热防护材料的耐极端环境能力、探索新的热防护材料体系是发展高超声速飞行器和空天飞行器的关键技术之一。本文在对空天飞行器用热防护材料的基本需求以及热防护材料的发展历史进行简要的介绍上,着重对陶瓷基热防护材料的研究历史及现状进行了全方位回顾,并提出了今后的发展方向,以期为未来进一步发展更加高效、可靠的热防护材料提供参考。

基于模糊干扰观测器的空天飞行器轨迹线性化控制

针对一类多输入多输出非线性不确定系统,提出了基于模糊干扰观测器(FDO)的轨迹线性化控制(TLC)方法并应用于空天飞行器(ASV)飞行控制系统设计。利用模糊系统具有以任意精度逼近非线性函数的能力设计FDO对未知干扰和不确定进行估计,并通过鲁棒控制项来提高系统的性能。采用Lyapunov方法本文证明了闭环系统跟踪误差和干扰观测误差一致最终有界。最后利用所提出的控制方案设计了ASV飞行控制系统,仿真结果表明了控制方案的有效性和鲁棒性。

具有闭环极点约束的空天飞行器再入姿态的模糊保性能控制

研究了空天飞行器(ASV)再入姿态的具有闭环极点约束的模糊保性能控制律的设计问题。基于ASV再入段存在参数摄动的不确定姿态动态系统的T-S模糊模型,考查姿态角和角速率误差的镇定问题,结合圆盘极点约束,导出了具有极点约束的模糊保性能控制律存在的条件,基于Matlab的LMI(Linear Matrix Inequalities)和FLC(Fuzzy Logic Control)工具给出了ASV再入姿态的具有闭环极点约束的模糊保性能控制器的设计方法。仿真结果验证了算法的有效性。

基于T-S模糊系统的空天飞行器鲁棒自适应轨迹线性化控制

基于T-S模糊系统提出了鲁棒自适应轨迹线性化控制(RATLC)方法。利用T-S模糊系统逼近未知干扰和不确定性因素,并采用Lyapunov方法设计了鲁棒自适应控制律。不论系统状态的维数和用于逼近不确定的模糊系统规则数为多少,整个系统仅有两个参数在线调整。理论分析证明了闭环系统所有信号一致最终有界。应用提出的控制方案设计了空天飞行器(ASV)飞行控制系统,并在高超声速飞行条件下进行了仿真验证,仿真结果表明了控制方案的有效性和鲁棒性。

基于H_∞滤波的空天飞行器惯性/天文组合导航方法

由于空天飞行器特殊的飞行任务和复杂的飞行环境,单一的导航系统难以完全独立地为其提供高精度的导航参数。天文导航作为一种完全自主的导航技术,可以提供误差不随时间积累的高精度姿态信息,与惯性导航系统组合可以提高空天飞行器长时间导航精度。同时针对复杂空天环境下,实际导航系统噪声统计特性难以精确获得而导致传统卡尔曼滤波器性能下降的问题,提出了一种基于H_∞滤波的空天飞行器惯性/天文组合导航方法,建立了发射惯性系下组合导航系统的数学模型和H_∞滤波模型。仿真结果表明,该方法可有效解决系统噪声建模不准确的问题,提高空天飞行器组合导航系统的精度和可靠性。

基于自适应Terminal滑模的空天飞行器再入控制

提出一种基于RBF神经网络的Terminal滑模控制方案,消除通常滑模控制的到达过程,保证跟踪误差在有限时间内趋于零。不需要对建模误差、模型摄动和外界干扰进行各种假设,通过在线调整RBF神经网络的权值来消除它们的影响。最后在高超声速条件下,对空天飞行器再入大气层姿态控制进行仿真,结果表明该方法的有效性。

空天飞行器SINS/CNS深组合导航算法(英文)

空天飞行器往返于大气层内外,持续工作时间长。捷联惯性/天文组合导航自主性强、隐蔽性好,是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性,解决其在机载应用中水平基准制约的问题,分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响,提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性/天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计,可有效估计并补偿系统的姿态误差,减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明,单星观测条件下,导航系统姿态误差快速收敛,定位的均方根误差在200 m以内,且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。