高超声速无动力远程滑翔飞行器多约束条件下的轨迹快速生成

研究了一种考虑各种弹道约束的远程滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。将再入轨迹分为初始下降段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段。考虑地球旋转影响对一般的拟平衡滑翔条件加以改进,利用该条件将各种约束条件转换为控制变量约束,推导速度与航程的近似关系,从而将纵向多约束参考轨迹设计问题转化为一维空间的单参数搜索问题。基于LOR方法对纵向参考轨迹跟踪的同时,采用航向角误差走廊控制完成三自由度再入轨迹规划。仿真计算表明,本文的轨迹快速生成方法能在在一般高性能微机上耗时2～3秒生成一条航程10000km左右的满足多种约束的再入轨迹,具有应用于在线制导问题的潜力。     

多高超声速飞行器静态协同再入制导方法

为实现多高超声速飞行器的协同再入，提出一种基于参考轨迹的静态协同再入制导方法。首先以实际轨迹长度代替大圆弧假设，研究了实际轨迹长度与总飞行时间的对应关系，提出采用公共轨迹长度作为协调变量的思路；然后设计了一种双层协同框架，其中协调层将轨迹长度作为协调参数进行协调匹配，执行层依据分配的协调参数完成再入飞行；最后针对协同再入的时间一致性要求，提出一种新的协同逻辑转换策略，将终端时间的一致性问题转化为到达截止时间的状态收敛问题。该方法在能量域内进行公共参考轨迹设计，之后通过时域信息提取在时域内完成公共参考轨迹跟踪，最终实现多成员的协同再入。分别在标称状态与模拟扰动环境对所提方法进行了数值仿真，结果表明，所提方法能够简明实现多飞行器的再入协同制导，具有较好的应用潜力。     

反时敏目标机动再入飞行器滑翔制导方法

针对多约束条件下反时敏目标任务需求,开展了基于轴对称侧滑转弯(STT)控制的机动再入飞行器滑翔制导方法研究,提出一种纵向和侧向共同实施的在线自主制导方法。纵向通过高度-射程（H-R）剖面与高度-速度（H-V）剖面联合设计,在满足约束的可行域内快速生成一条参考轨迹,并根据目标变化实时修正,同时完成参考轨迹跟踪。侧向通过引入当前需用速度和目标位置变化信息,推导了闭环制导方法,实现速度控制与目标位置跟踪。仿真结果表明,本方法可兼顾轨迹生成快速性和响应目标位置变化,能够在满足过程约束与终端约束要求下完成制导任务。     

基于非线性最优终端匹配的再入轨迹快速规划研究

针对新型升力式再入飞行器再入轨迹终端需满足多约束条件的情况,研究 了一种基于非线性最优终端匹配的再入轨迹快速规划方法。根据升力式再入特性和任务需要 ,将飞行器再入轨迹划分为初始下降段、准平衡滑翔段和终端匹配段,其中初始下降段和准 平衡滑翔段采用单参数迭代搜索法快速生成轨迹,终端匹配段则基于一种全局插值多项式来 离散化控制变量,并采用复形调优法对这一参数化最优问题进行非线性优化求解。仿真结果 表明,轨迹快速规划方法可以在半分钟内生成一条满足多终端约束的再入轨迹,并具 有较高的精度。该方法对于未来新型升力式再入飞行器具有很好的工程应用前景。
     

RLV再入标准轨道制导与设计

将可重复使用运载器(RLV)再入轨道设计分为纵向轨道和侧向轨道设计两个过程:首先引入形状约束因子,在不进行轨道积分的情况下,在再入走廊内快速优化设计RLV再入飞行剖面;然后结合轨道跟踪控制,设计侧向方位误差走廊,快速生成满足末端能量管理(TAEM)接口和航程等要求的再入轨道。进一步提出修正标准飞行剖面参数的航程更新及制导方法,并采用RLV概念模型进行仿真分析。仿真结果表明这种RLV再入轨道设计方法能够快速生成再入标准轨道,相应的RLV再入制导方法可行,且具有较高的制导精度和可靠性,鲁棒性好。     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹在线生成算法设计

高超声速滑翔飞行器具有再入走廊狭窄、机动能力强和再入制导实时性要求高的特点。针对再入走廊多约束问题,分析了不确定因素下再入走廊约束转化成倾侧角约束的问题。利用禁飞圆切线法预测总航程,结合航向角误差走廊控制横向突防轨迹,设计了三维耦合突防轨迹在线生成方法。仿真结果表明,迭代2~3次即可获得满足约束条件的大范围机动再入轨迹。     

末端能量管理段轨迹生成改进算法

改进再入飞行器能最管理阶段轨迹牛成算法,以高度为独立变量的三自由度方程为出发方程,根据地面轨迹长度和横侧机动能力确定动压剖面.将迭代算法改进为递推算法,计算不同固定滚转角下所需的纵向指令,使用三步逐点转动地面轨迹的方法依次消除航向角、横程和纵程的终端偏差,最终生成符合飞行器动力学特性 I的轨迹以及相应的制导指令.三自由度仿真表明:算法合理地考虑了飞行器纵横向耦合的特性,使得生成的轨迹与相应指令相匹配.调整动压剖面有效地改变返场区域,增强了对于初始条件的适应性.     

RLV再入混合制导方法研究

提出可重复使用跨大气层飞行器（RLV）再入混合制导方法，该方法将再入轨道在线生成技术、基于阻力加速度飞行剖面的跟踪制导技术和数值预测制导技术有机结合。其中再入轨道在线生成能够向轨道预测制导算法提供初值，以加快轨道预测制导算法收敛速度；轨道跟踪控制器控制再入吸热，使再入轨道满足再入走廊约束；而数值预测制导算法则对再入轨道进行快速预报，生成合适的制导指令，将RLV导向目标。给出了RLV再入混合制导的具体算法，并对Marshall航天中心先进制导与控制项目所提出的九种再入情况进行了初步仿真，结果表明所提出的RLV再入混合制导方案是可行的。     

一种新型RLV再入轨迹在线规划方法

针对可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle, RLV)再入轨迹在线规划问题,提出了一种基于割线法的标准轨迹快速生成方法。该方法以驻点热流、法向过载、动压和平衡滑翔限制为再入过程约束,以再入初始点和结束点的高度、速度为再入端点约束;在阻力加速度-速度平面内建立约束模型后,设计了折线形式的标准轨迹;采用割线法迭代计算轨迹转折点以调整轨迹形状,使最终规划轨迹对应的航程和终端点速度同时满足设计需求。最后取3种不同航程的再入情况进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法能够在1秒内完成再入轨迹规划,并在一定航程范围内适用,能够满足在线设计标准再入轨迹的实时要求。     

末端能量管理段迭代校正轨道算法研究

针对航天器进入末端能量管理段接口处时位置和航迹偏角存在大范围摄动的问题，提出一种使用迭代校正法的轨道快速生成算法。该算法可以根据航天器的具体初始状态，自动选择直接进场或者间接进场策略，快速生成可行的参考轨迹。首先通过跟踪轨迹地面投影实现侧向制导；根据末端能量管理段的起始点与终点的高度与速度约束生成参考动压-高度剖面，并跟踪此剖面实现纵向制导。然后采用迭代校正计算快速确定航向校准柱的位置与最终半径两个参数用以调整航程，保证航天器在末端的所有状态满足自动着陆段接口的边界约束。仿真结果校验了该算法可以根据航天器的具体状态快速生成符合约束条件的末端能量管理段飞行轨道，具有很好的鲁棒控制性能。     

助推-滑翔导弹射程管理技术研究

针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题,提出了基于能量管理的射程管理技术,采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法,研究并提出了具体的射程管理方案,分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间,验证了通过能量管理实现射程管理的可行性,确定了助推-滑翔导弹射程的可覆盖范围,并给出了一组特定射程下的飞行参数。研究结果表明,通过能量管理技术可实现大范围的射程调节,最小射程可到最大射程的49.3%,采用该射程管理技术可实现助推-滑翔导弹弹道快速、灵活设计,为其发射参数的装订提供了一种新的途径。     

再入制导和弹道跟踪误差分析

新一代可重复使用运载器对再入制导提出了更高地要求。目前的空间运输系统证明基于阻力加速度的制导方法是行之有效的。其基本概念是跟踪基准阻力加速度包线，在飞行过程中可根据需要更新这个包线。跟踪适当的阻力加速度包线保证了飞行器可以飞行准确的距离达到目标，同时满足弹道约束。在横向上，我们可采用类似于美国航天飞机的倾斜反转逻辑或航向角跟踪技术。本文推导出了基于反馈线性化的控制算法，并将其应用于可重复使用运载器纵向和横向的制导。最后，我们分析了阻力加速度跟踪的误差。     

具有内点状态约束的机动再入弹道优化设计

高级机动弹头末制导装置开始工作时对弹头飞行速度和姿态有一定的要求。这就增加了内点约束,从而使机动再入弹道设计问题成为具有内点约束和终端约束更复杂的最优控制问题。利用遗传算法求解该问题,用多段插值方法进行染色体设计,设计了基于模拟退火思想的罚函数和适应度函数来处理各种约束。仿真结果表明,所设计的遗传算法效率高,对初值不敏感,能搜索到全局最优解。所设计的再入机动弹道能满足机动弹头对姿态、热流和速度的要求。     

可重复使用运载器的再入制导(英文)

提出了一种针对可重复使用运载器的再入制导算法。算法可分为轨迹规划算法和轨迹跟踪算法。较之经典的规划阻力的航天飞机制导方法,此算法最显著的特点在于轨迹规划与轨迹跟踪都直接在高度-速度空间里进行。在规划算法中,所有的轨道不等约束都可用高度-速度空间里的上下边界来表示,之后基于此边界采用线性化插值的方法来产生标称轨迹族,最后根据末端约束(末端能量管理)和航程约束来选择所需的标称轨迹。跟踪算法则采用反馈线性化来跟踪此标称轨迹进而满足所有的约束条件。此算法另一有别于传统方法的特点在于算法可使用一个航迹角控制器来增加航程,以满足大航程需要。适当地结合规划-跟踪算法和航迹角控制器可给再入制导带来极大的灵活性和适应性。另外,算法对各种建模误差与噪声的鲁棒性经验证也是符合要求的。     

飞船跳跃式再入第一次再入能量管理方法

针对探月飞船跳跃式再入第一次再入能量管理问题,设计了一种能量管理方法。首先,采用大倾侧角再入,快速进入能量管理阶段;然后,对能量耗散速度进行控制,并预估跃起点的能量以确定飞船的跃起时机;最后,在能量管理结束后按设计指令过渡到跃起点。为检验能量管理方法的有效性及鲁棒性,基于标准轨迹法设计制导律,并进行仿真分析。仿真结果表明,该能量管理方法能改善轨迹跟踪性能,提高再入制导方法的精度和鲁棒性,并避免飞船在一次再入和二次再入过程中出现较大过载的现象。     

长期在轨运行卫星的轨道维持技术

本文研究近地轨道卫星长期在轨运行的轨道维持问题。轨道维持的任务是将卫星的星下点轨迹保持在设计的参考轨迹附近。近地轨道卫星所受的摄动力包括地球引力摄动、日月摄动、大气阻力摄动和光压摄动等,而影响卫星轨道星下点漂移的主要因素是大气阻力摄动。本文给出了一种新的卫星轨道维持策略,数学仿真表明了其有效性。     

一种面向弹道再入目标跟踪的HPD-SRCQSPF算法

针对弹道再入目标轨迹跟踪问题，提出基于混合建议分布的平方根容积求积采样粒子滤波（HPD-SRCQSPF）算法，该算法以混合建议分布为框架，由两个基本建议分布组成。其中一个基本建议分布为先验分布，另一个基本建议分布为平方根容积求积卡尔曼滤波估计后的值。该混合建议分布与真实的后验分布很接近，因此有着高效性、高精度等特点。仿真结果表明，对于弹道再入目标轨迹跟踪模型，相比于标准粒子滤波（SPF）算法和平方根容积求积粒子滤波（SRCQPF）算法，HPD-SRCQSPF算法可以在较低运算负载的情况下获得更好的跟踪性能。特别是在弹道目标变轨机动的情况时，所提出算法的性能增益更为显著。     

机动弹头激光末制导姿态控制系统设计

简要分析了机动弹头激光末制导的必要性和可行性。针对机动弹头再入弹道和制导方式的特殊性,分析了激光末制导机动弹头姿控系统设计的关键技术。通过与传统控制方案的对比,提出指令前馈和变结构反馈的复合控制方案。仿真结果表明,系统具有较好的鲁棒性,能够基本满足系统姿态控制设计要求。