高速再入飞行器的鲁棒自动驾驶仪设计

针对高速再入飞行器的自动驾驶仪设计问题,基于鲁棒参数化方法,采用特征结构配置和模型参考跟踪理论设计BTT飞行器姿态控制系统的鲁棒控制器,完成对于制导信号的快速跟踪。本设计的鲁棒镇定器是一个不随滚动角速度变化也无需切换的定常反馈镇定律,结构简单,便于工程实现。通过分析高速再入飞行器的特点,给出了简单可行的控制方案。将所设计的控制器应用于飞行器非线性模型进行了六自由度仿真试验。仿真时考虑了系统执行机构的时滞和饱和特性。仿真结果验证了所设计的控制器的有效性。

月地高速再入返回器气动辨识数据偏差分析

飞行试验是获取返回器在真实飞行条件下气动力参数的重要途径,气动辨识结果对于评估理论计算和风洞实验气动数据,改进气动设计具有重要意义。月地高速再入气动环境复杂,气动力预测困难,结果具有很大不确定性,因此给出气动辨识结果的偏差是十分必要的。本文针对月地高速再入飞行试验,发展了返回器气动力参数辨识方法,并利用返回器飞行试验数据提取到了关键气动力参数。研究了返回器气动辨识数据偏差分析技术,剖析了各误差因素产生的气动偏差,并分析了产生气动参数辨识偏差的主要因素。在此基础上利用蒙特卡洛分析方法,计算得到了所有误差综合影响条件下返回器气动辨识结果的偏差区间。结果表明,大气密度、加速度、姿态角、高度、速度等参数的测量误差是产生辨识偏差的主要因素,全程配平迎角的估计结果精度很高,高空稀薄大气段气动力系数和升阻比等参数偏差较大,利用修正克拉马-罗界作为准则计算俯仰力矩导数和喷流推力辨识偏差是可行的。本文获取的月地高速再入返回器气动辨识偏差结果,可以为返回器设计分析提供依据。

基于CMAC网络的飞行器再入制导研究

针对高速再入飞行器的制导问题,提出了一种改进的标准轨道制导律。该方案在纵向上将LQR控制与小脑模型神经网络(CMAC)相结合,利用在线学习的CMAC对攻角和倾侧角的大小进行修正,提高地心径向距离和剩余航程的跟踪精度。在侧向上,根据定义的侧向边界设置动态调整准则确定倾侧角反向位置。三自由度仿真显示,该制导律在气动偏差下能够得到满足终端精度和约束条件的再入轨道,具有良好的可行性。

月地高速再入返回航天器时统设计及验证

月地再入返回航天器在第二宇宙速度下实现服务舱和返回器分离,返回器以半弹道跳跃方式准确地再入并着陆在预定回收区,为了保证返回器的导航精度,对返回航天器的时间精度有一定的要求。为此,文章提出适用于二级信息拓扑结构的多舱段航天器的器上时间维护系统(简称"时统")和相应的地面验证系统设计。通过理论分析和地面验证试验,并结合月地高速再入返回航天器真实在轨飞行数据分析,证明此时统设计能够在较长时间内使月地再入返回航天器的器上时间精度保持在较高的水平。

高速再入导弹滚动通道抗扰设计的参数化方法

针对高速再入导弹的复杂动力学特性,将导弹滚动通道自动驾驶仪模型看作一个区间系统进行设计以适应模型参数的大范围变化.通过系统的鲁棒稳定性分析给出了使这个区间系统全局鲁棒镇定的状态反馈律的参数化表达形式,并通过对控制器自由参数的适当选取,使得在整个参数变化区间上扰动量对于输出的影响足够小.仿真结果表明,系统在气动系数大范围变化时仍能保证良好的性能.

大椭圆轨道高速再入返回的多脉冲轨道控制策略

针对近地航天器实现高速再入返回的问题,研究了大椭圆轨道多脉冲轨道控制策略设计和求解方法。首先,通过关联约束合并确定了轨道控制瞄准的多目标参数为着陆点经度、纬度、再入角、回归轨道半长轴;提出了通过轨道控制调整轨道拱线方向,解决了高速再入返回要求大椭圆轨道近地点位于着陆点上空、返回轨迹纬度经过着陆点的问题;采用在近地点持续抬升远地点高度的多组轨道控制,既保证了返回轨迹经度经过着陆点,也保证了回归轨道周期满足要求。基于四脉冲控制思路进行了多脉冲延拓分解,建立了多脉冲规划参数与多目标瞄准参数的求解关系;设计了目标参数全部求解的整体规划模式和目标参数部分求解的降维规划模式,在不同轨道条件下实现高速再入返回轨道参数满足目标要求。可应用于航天器多脉冲、多目标轨道设计和控制。

登月飞船两次再入时的基准轨道设计

对登月飞船在指定轨道终点及多约束条件下两次再入轨道的优化设计进行了研究。根据多次再入法原理,基于设定的基本参数,给出了轨道设计的流程,仿真计算了二次再入点、弹出点、第一次再入点的参数,以及整体轨道。结果表明该方法可行,可为飞船高速度、多目标约束及高精度落点要求的再入轨道初步设计提供参考。

高速再入发汗热防护效果计算与试验研究

针对强制发汗热防护用于高速再入飞行器抵抗气动加热引起的物面烧蚀的效果和可行性问题开展计算与试验研究。计算采用粘性高温多组分反应气体分析方法考虑来流空气与发汗介质的相互作用及组分反应。结果表明,在10m/s发汗速率条件下,发汗物面热流密度已经降低了75%,在20m/s发汗速率条件下则已经降低了99%。根据计算结果制备满足渗透率参数的发汗材料并完成发汗装置设计和防热效果电弧风洞试验验证。结果表明,发汗物面温升不足100K。理论计算与地面试验验证表明,针对高速再入条件,发汗主动热防护可有效降低物面气动加热,可作为高速再入航天器防热备选方案。

月地高速再入返回器构型布局设计及实现

月地高速再入返回器是我国首次深空再入返回的航天器,具有空间紧凑、耦合性强、质心要求高、精度要求高等技术难点.对返回器的构型布局总体设计及关键实现环节进行了描述,包括轻小型密闭舱体的构型布局设计、推力器的一体化布局、高精度质心配平设计与实现、关键单机布局与精度保持设计、基于双斜面的精测方法及验证等,并以此为基础完成了返回器的总装设计与系统集成,通过了地面与飞行验证.

高精度再入返回轨道控制技术

2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在预定着陆区,标志着探月工程三期月地高速再入返回任务取得了圆满成功.其中飞行器服务舱的制导,导航与控制系统以高精度的再入角和准确的返回再入速度将返回器送入返回走廊,是整个飞行任务的关键环节.本文介绍了为实现以11 km/s速度再入返回地球,解决对地球再入角和返回速度的准确度要求高的难题,飞行器服务舱的制导,导航与控制系统所采用的轮控姿态管理,喷气管理和高精度加速度计闭环轨控的组合技术.在轨实施取得了轨道控制精度小于0.009 m/s,再入角控制精度小于0.024°的控制结果,达到了再入返回轨道控制的高水平.

月地高速再入返回器化学非平衡气动影响预测与飞行验证

月地高速再入返回器以近11 km/s的速度跳跃式再入地球大气层,相较近地轨道再入飞行器,绕流场化学非平衡效应更加复杂、对返回器气动力影响更为显著.本文分别采用7组分以上的化学非平衡模型分析了化学非平衡效应对返回器60~80 km气动力特性的影响机制与规律,探讨了适于月地高速再入返回器中高空气动特性预测的数值方法与边界条件.最后,利用月地高速再入飞行气动辨识数据与本文建立的化学非平衡模拟算法的计算数据进行对比,确认配平攻角的预测误差不超过0.7°,配平升阻比预测精度优于2.5%,证明本文所建立的方法对于月地高速再入返回器的中高空气动特性预测是有效与高精度的.