高超声速飞行器平稳滑翔弹道解析解及其应用

针对高超声速飞行器平稳滑翔弹道在线规划问题,提出了一种高精度的平稳滑翔弹道解析求解方法。首先,将升力系数分解为横向分量、平衡滑翔纵向分量和平稳滑翔纵向分量3个部分,并在此基础上将纵向运动方程、横向运动方程和速度方程解耦;然后,分别采用解析积分、正则摄动法、高斯积分法和单步龙格-库塔积分获得了滑翔段高度及射程、弹道偏角、经度、纬度和速度的解析解,并通过分段求解来提高解的精度;最后,利用上述解析解,提出了一种规划升力系数平稳滑翔纵向分量和横向分量的平稳滑翔弹道快速生成算法。仿真校验表明,本文解析解的精度比经典的Bell解析解高1个数量级,所对应的弹道规划方法具有计算量小、规划速度快的特点,有利于实现在线弹道规划。      

一种基于模糊控制的平稳滑翔再入制导律

针对升力式高超声速飞行器(LHV)再入滑翔过程中的周期性振荡现象,提出了一种基于模糊推理与控制的反馈调节方法以抑制振荡实现平稳滑翔。纵向制导在落点误差预测及指令校正的基础上,在倾侧角外环控制回路增加以高度变化率及空速作为输入的模糊控制器对倾侧角指令进行调节,横侧向制导通过航向角误差走廊约束及倾侧角反转逻辑实现大横程条件下的侧向控制。所提方法不依赖于准平衡滑翔条件(QEGC),同时避免了参数化反馈控制律中的反馈项参数设计问题,具有较强的自适应能力。LHV制导实例仿真表明,所提方法可有效抑制振荡现象,满足终端约束及再入走廊约束,方法的鲁棒性也通过Monte Carlo仿真得到了验证。      

阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导

针对升力式飞行器的滑翔段制导问题,提出一种阻力和升力加速度指令在线快速解析与跟踪制导方法。通过一维质点运动学解析并加权直接得到阻力加速度指令。引入虚拟目标和伪视线角的概念,将比例导引应用于滑翔段得到升力加速度指令。利用阻力加速度和攻角的单调性关系, 通过改变攻角跟踪阻力加速度指令。倾侧角用于辅助跟踪阻力加速度指令,满足给定条件后切换至跟踪升力加速度指令。航迹方向角的控制通过倾侧角按反转走廊边界改变正负号实现。动压、热流、过载等约束可通过相关敏感参数的设计得到满足。所提方法不依赖参考轨迹和攻角剖面,计算量小,可实现对终端速度和终端高度的高精度控制。      

高超声速飞行器平稳滑翔弹道扰动运动伴随分析

针对高超声速飞行器平稳滑翔弹道扰动运动问题,研究了伴随仿真方法及其应用。首先,利用伴随系统的数学定义式,从新的角度给出了伴随仿真方法的统一解释,包括误差预算性质和伴随一次仿真结果一般意义;对于随机线性系统,导出协方差分析的伴随。然后,在滑翔动力学建模和平稳滑翔弹道定义基础上,得到了平稳滑翔弹道定义的一致性;建立初始状态和气动力存在干扰的动力学模型,并在小扰动假设下得到标准平稳滑翔弹道附近的线性化微分方程。最后,通过伴随仿真算例,分析了确定性常值小扰动和随机扰动对平稳滑翔弹道的终端状态的影响,同时对比非线性仿真和蒙特卡罗仿真,结果吻合;伴随仿真方法的计算效率优势明显。      

基于不变流形的高超声速飞行器动态面控制

针对存在未知气动参数的吸气式高超声速飞行器纵向运动控制问题,提出一种基于不变流形的自适应动态面控制方法.通过合理假设将高超声速飞行器纵向模型分解为弹道倾角回路和速度回路,分别实现对弹道倾角和速度参考指令的跟踪.弹道倾角回路被表达为严反馈形式进行控制器设计.采用基于不变流形的自适应方法实现了对未知参数的估计.所提出的自适应动态面控制方案能保证未知参数估计误差全局一致稳定和闭环系统全局有界稳定,且估计器和控制器设计不存在耦合,因此参数设计更加容易.仿真结果验证了该控制方法在参数估计方面的显著优势和良好的闭环系统性能.     

一种实现大角度打击的制导律设计

针对导弹带落角约束条件的作战要求,基于Lyapunov稳定性原理设计了一种既能准确命中目标又能保证大落角的制导律.该制导律将末端角度约束转化为弹目视线角约束,其表达式包含两部分,分别是基于弹目视线角速度的反馈,及弹目视线角与期望视线角之差的反馈.通过合理地调节二者的比例关系,即可保证该制导律在可用过载范围内以期望的大落角击中目标.此制导律形式简单,便于工程实现.此外,充分考虑了导弹的机动性能和导引头特性,给出了末制导律引入时的最佳初始条件.通过某型导弹的弹道仿真,验证了该制导律的有效性.      

几种导弹弹射动力系统内弹道性能比较

介绍并比较了几种导弹弹射动力系统的特点,在一定假设的基础上对几种弹射动力系统进行了内弹道模型的设计、编制程序并针对某型导弹及内弹道指标进行计算,计算结果显示了在不同弹射动力下,发射筒内工质气体状态参数随时间变化的规律和导弹在发射筒内运动加速度、速度、位移随时间变化的规律.通过比较分析所得的内弹道性能曲线,得出燃气-蒸汽式弹射动力系统所需工质流量小,结构简单,压力及加速度变化平稳,温度适中,导弹速度及位移增加快,发射时间短,内弹道参数较理想,具有很大的优势和发展前景.为导弹弹射动力系统的设计和方案选择提供参考依据.     

不确定条件下高超声速俯冲弹道鲁棒优化

针对俯冲段不确定性因素所导致的弹道偏差和落点精度问题,研究了一种增强弹道抗干扰能力的高超声速滑翔飞行器俯冲攻击鲁棒弹道优化方法。首先建立了考虑模型偏差、阵风干扰等不确定性因素的滑翔飞行器俯冲段运动数学模型;其次,推导了不确定条件下滑翔飞行器运动模型的雅各比矩阵解析表达式,得到了基于线性协方差分析法的系统误差传播方程;最后,建立了不确定性条件下的俯冲段弹道优化模型,并应用高斯伪谱法对该弹道优化问题进行求解。仿真结果表明,与不考虑不确定性因素影响的弹道优化方法相比,本文方法可有效提高高超滑翔飞行器俯冲弹道抗干扰能力,且抗干扰能力随着权重系数值的增大而增强。     

高升阻比再入飞行器阻力加速度设计及跟踪制导

以无量纲能力为函数，采用参数化表示的分段线性函数描述标称阻力加速度剖面.在部分近似下，得到以无量纲能量描述的再入纵向航程解析解.将热流、过载、动压约束转化为阻力加速度剖面的边界值，利用全局优化方法，得到满足给定射程的阻力加速度剖面.通过调整目标函数阻尼因子，得到更为光滑的阻力加速度剖面，并将其作为标称阻力加速度剖面.基于反馈线性化方法，设计非线性跟踪控制器，实现对标称阻力加速度剖面的跟踪.设计航向角误差走廊，通过航向角误差调整倾侧角符号，控制飞行器横向航程.以CAV H飞行器为例，设计数值仿真算例.仿真结果表明，最优阻力加速度剖面可满足再入约束及航程需求，跟踪控制器可快速求解制导指令，具有良好的跟踪性能.     

基于RCMAC网络的动态逆再入制导方法研究

针对升力式再入飞行器的制导问题,首先利用准平衡滑翔原理给出标准的阻力加速度．速度剖面,并对阻力加速度跟踪制导原理进行分析,然后利用自回归小脑模型神经网络（RCMAC）网络良好的非线性逼近能力、泛化能力和自学习能力,采用基于RCMAC网络的动态逆方法实现对阻力加速度的跟踪,并证明闭环系统的稳定性．三自由度仿真结果表明,该制导方式降低了动态逆方法对模型的依赖,增强了制导系统的鲁棒性．     

翼伞系统纵向飞行性能分析

翼伞系统的飞行性能不仅取决于翼伞本身的气动特性,而且与安装角、伞绳长度、回收物阻力特征、翼载荷等系统参数密切相关。文章应用拉格朗日方程建立翼伞系统的纵向飞行力学模型,对翼伞系统进行飞行力学数值仿真,深入分析了系统参数以及开伞状态对翼伞系统纵向飞行性能的影响规律。结果表明：只有安装角在0°～20°时,翼伞系统才能达到稳定的滑翔状态,且安装角在4°～6°时对应两个稳定的滑翔状态,具体由开伞姿态和速度决定;伞绳特征长度的增加使系统的静稳定性增加;回收物的阻力特征增加6m2,翼伞系统的稳定滑翔角增加15°左右,而迎角减小不到1°;翼伞飞行速度随着翼载荷的增加而增加,其平方与回收物质量成正比。上述结论可为翼伞系统的工程实际应用提供参考。     

空间薄膜结构刚柔耦合非线性动力学分析

空间薄膜结构经历大范围刚体运动时,刚柔高度耦合的非线性动态响应极易发生,这将会降低结构几何精度,甚至影响设备正常工作.针对平面张拉式空间薄膜天线,建立了大范围运动的空间薄膜天线刚柔耦合非线性动力学有限元模型,描述了二阶效应与刚柔耦合效应对结构刚度特性、阻尼特性以及载荷的作用.通过对模型的数值解算,讨论了刚体运动规律(初...     

飞行器航迹倾角的自适应动态面控制

针对飞行器纵向模型具有参数不确定性和外界干扰的特点,提出一种飞行器航迹倾角的自适应动态面控制方法.动态面控制方法通过引入一阶低通滤波器避免了传统反演设计存在的"微分爆炸"现象,采用自适应律对模型未知参数进行在线估计,并利用非线性阻尼项克服外界干扰.通过Lyapunov方法证明得出闭环系统半全局一致稳定,跟踪误差可通过调节控制器参数达到任意小.仿真结果表明:该方法能在简化控制设计过程的同时保证航迹倾角跟踪上预定轨迹,控制系统具有较强的自适应能力且对外界干扰具有一定的鲁棒性.     

基于在线约束限制的飞行器预测校正制导

针对传统预测校正算法在再入过程中弹道性能与约束无法保障等问题,提出了一种基于倾侧角参数化的离线弹道优化与在线预测校正相结合的再入制导方法。基于平衡滑翔条件对过程约束进行分析,并证明了倾侧角剖面对射程的单调性。离线部分通过控制量参数化(CVP)方法构建控制模型,并使用序列二次规划(SQP)方法对弹道进行优化,从而大幅度提高弹道性能。在线部分利用Gauss-Newton法实时对弹道进行迭代求解,得出满足终端约束的倾侧角剖面,引导飞行器平稳、精确地飞向末端能量段并满足射程约束,Gauss-Newton法求解弹道具有收敛速度快、精度高的特点。针对高升阻比飞行器导致平衡滑翔条件难以成立以及飞行过程中的强干扰使约束超出的问题,提出了一种约束限制方法,对再入时的过程约束进行了有效的保障。仿真结果表明,本文方法对投放偏差、飞行器参数与大气模型等不确定因素具有良好的鲁棒性,对弹道性能的保障具有工程应用价值。     

双臂空间机器人关节运动的一种增广鲁棒控制方法

讨论了载体位置与姿态均不受控制情况下,漂浮基双臂空间机器人系统的控制问题.结合系统动量守恒关系进行的运动学、动力学分析表明,可以得到一组与适当选择的惯性参数呈线性函数关系的、欠驱动形式的系统动力学方程.以此为基础,并采用增广变量的思想,克服了通常情况下,空间机器人系统动力学方程关于系统惯性参数呈非线性关系的难点,针对双臂空间机器人末端爪手所持载荷参数不确定,但误差范围可确定的情况,设计了漂浮基双臂空间机器人关节运动的变结构鲁棒控制方案.该控制方案的优点在于,不需要反馈、测量漂浮基的位置、移动速度及移动加速度;与自适应控制方案相比,化积分运算为简单四则运算,计算量大为减少,有利于实时应用.通过对一个平面双臂空间机器人系统的数值仿真,证实了算法的有效性.