考虑机动系数的标准轨迹再入制导方法

针对再入过程中标准轨迹的实际长度需要通过多次更新或迭代求解的问题，提出了一种基于机动系数的通用再入轨迹设计方法。该方法将机动系数定义为真实轨迹长度与初始纵程之比，将再入过程中的机动性进行了量化，可以快速获得到达指定目标可行的轨迹长度；采用真实轨迹长度作为设计参考阻力加速度剖面的依据，避免了轨迹长度的迭代，简化了再入轨迹的生成流程；轨迹曲率问题采用动态航向偏差走廊的方法，控制终端航向偏差、剩余航程满足设计需求。设计轨迹跟踪控制器进行参考轨迹跟踪，完成再入制导。在机动系数区间内指定机动系数进行了数值仿真。仿真结果表明，所提出的标准轨迹制导方法能够快速生成满足路径及终端约束的标准轨迹，且轨迹跟踪效果良好，有较好的应用潜力。     

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。     

基于改进Gauss伪谱法的探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计

基于改进的Gauss伪谱法,研究了探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计问题.首先给出了探月返回器再入轨迹优化问题的三维模型.然后针对探月返回器配平攻角飞行的特点,考虑到实际倾侧角反转机动不可能瞬时完成,对单一控制变量倾侧角的变化范围进行合理限制,并以总吸热量为性能指标,设计了满足过载和驻点热流约束的小升力体大航程跳跃式再入轨迹.最后基于该优化算法,将返回器在各相同初始条件下发生跳跃和不发生跳跃时的最大航程进行比较,并求解得到在不同升阻比和存在不同程度大气密度偏差时不发生跳跃的再入轨迹最大航程和过载峰值,以分析跳跃式轨迹在扩大小升力体再入航程方面的优势.     

升力式飞行器最短返回时间离轨点设计方法

针对升力式飞行器升阻比较大、横向再入机动能力较强的特点，提出了一种综合考虑着陆场位置、返回时间和离轨燃耗约束的最短时间离轨点设计方法。首先，在飞行器运行轨道和着陆场位置给定的条件下，求解了着陆点与星下点轨迹的最小横向距离，并考虑位置及时间约束，根据再入可达域参数确定了再入航程角和再入时间范围。其次，考虑离轨燃耗约束，推导了再入角给定时离轨航程角和离轨时间的解析计算方法，采用牛顿迭代法求解二者取值范围。最后，依据离轨段及再入段航程角范围确定了离轨窗口，用非线性优化方法求解了返回时间最短的离轨点位置。数值仿真表明，所提方法能实现多约束下的飞行器最短返回时间离轨轨道计算，具有较好的适应性，可为航天器离轨方案设计提供参考。     

高度-速度剖面内再入轨迹快速规划

提出一种升力式再入航天器进入稠密大气后的轨迹规划方法。在预先设定攻角剖面的前提下，利用路径约束(驻点热流、动压和过载)在高度-速度(H-V)剖面内直接获得轨迹下边界；利用终端约束确定以轨迹下边界为基准的高度增量，进而通过下边界与高度增量的加和形成满足要求的再入轨迹。其中，增量的形式选取为分段二次型函数，其大小可通过割线法快速获得。倾斜角大小可根据纵向动力学方程反解得到，其方向依据航向误差角走廊确定。通过对典型工况的仿真，结果表明所提方法能够快速规划出再入轨迹，且适应性好。     

弹道导弹中段机动突防制导误差修正方法

针对弹道导弹中段反拦截实时机动突防带来的参数偏差问题,给出了在地球非球形摄动影响下的位置和速度偏差量的计算方法,采用改进的fg级数和预测制导方法获得了机动推力的作用方向及发动机的开启时间,并对再入点误差进行了修正。仿真结果表明,采用该方法可有效地修正因机动突防与地球扁率而引起的再入点参数误差,为末制导系统的工作提供了良...     

基于椭球近似解析法的飞行器再入轨迹优化

针对再入机动飞行器的再入段轨迹规划问题,设计了基于速度-阻力加速度剖面的轨迹优化方法,推导了根据速度-阻力加速度曲线和速度-攻角曲线计算飞行器跟踪规划轨迹所需要的控制力、航迹倾角、飞行器高度等量的公式,给出了飞行器再入倾角和速度-阻力加速度曲线斜率的关系,提出了 一种考虑飞行器控制能力极限的基于椭球近似解析法的飞行器再入段轨迹优化方法,通过仿真验证了所提出方法的有效性.     

多约束下的导弹螺旋机动制导控制一体化设计

针对导弹在俯冲机动突防飞行过程中攻角及落地弹道倾角受到约束的问题,基于自抗扰控制(ADRC)及反步滑模控制(SMC),提出一种多约束条件下的导弹螺旋机动制导控制一体化设计方法。首先,基于典型的螺旋机动突防弹道,同时考虑纵向平面指定落角约束,分通道进行制导控制一体化数学模型推导。然后,使用反步滑模控制进行制导控制一体化算法设计,通过设计补偿器对反步法的中间控制量进行修正实现对攻角的约束,针对系统的有界不确定性以及未知干扰,采用干扰观测器进行估计与补偿,提高系统的鲁棒性。最终使用Lyapunov理论证明了系统稳定。仿真结果表明,本文方法具有较强的鲁棒性,能够保证飞行器在满足攻角约束的条件下,按照典型螺旋机动弹道对目标进行大落角高精度打击。     

线偏差控制的螺旋机动突防与导引一体化设计

导弹机动突防弹道设计与末制导修正能力密切相关,在可用过载与终端角度约束下,提出一种基于线偏差控制的机动突防与导引一体化设计方法。首先,建立了机动突防与导引一体化设计模型;其次,设计了可用过载与终端角度约束的虚拟导引弹道制导律;再次,提出了一种运动过载约束的螺旋机动线偏差指令信号,并设计了相对机动弹道制导律。基于指令滤波和扩张状态观测器分别解决输入受限和干扰估计问题,并基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性。不同过载约束下的突防仿真结果表明,所设计的一体化方法能兼顾机动突防与精确打击需求,典型场景下对PAC 3拦截弹的单发突防成功率达到96.2%。     

带配平翼月球返回舱跳跃再入轨迹优化设计

为解决小升阻比月球返回舱再入大气层时安全性低、机动能力差的问题,提出采用一种带配平翼的中等升阻比返回舱做为月球采样返回舱,并对动压约束下轨迹优化问题进行了分析。首先介绍了一阶状态变量约束最优控制问题。然后采用庞德里亚金极大值原理以总吸热量最小为优化目标,对动压约束下再入轨道的初始再入段进行了优化设计,给出了升力系数的最优表达式。仿真研究表明,该方法能有效地降低返回舱再入过程中的动压。