空天飞行器返回滑翔段在线制导方法

针对空天往返飞行器的返回滑翔段在线制导问题，设计了一种新的滑翔段飞行剖面，实现了滑翔段终端交班高度、位置和倾角约束的自动满足，减少了在线制导算法中需处理的约束数量。推导了滑翔段运动状态、过程约束和性能指标的解析表达式，获得了剩余航程和终端速度间的函数关系。在此基础上，提出了一种双层在线制导方法：内层解析重构飞行剖面，同时通过解析确定路径点来改变剩余航程的变化率，进而对终端交班速度进行控制；外层借助解析表达式，使用粒子群优化算法(PSO)和改进共轭梯度法(CGM)优化飞行剖面，从而满足过程约束和指标要求。最后通过数学仿真验证了方法的正确性。     

高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法

以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象，通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速，并使其满足中末制导交班条件，以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律，解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上，建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法，有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此，数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速，并具有较高的制导精度。     

远程滑翔导弹滑翔段制导算法研究

提出了一种满足多种约束的远程滑翔导弹滑翔段在线规划制导算法.给出了攻角参考剖面与倾侧角大小的边界.利用拟平衡滑翔条件简化了滑翔段弹道.考虑地球旋转影响,利用修正的拟平衡滑翔条件,并结合速度与待飞航程的关系,将满足多约束的纵向参考弹道设计问题转化为单参数搜索问题.利用LQR方法完成纵向参考弹道跟踪,并采用改进的侧向制导策略生成侧向弹道.仿真结果表明,给出的制导算法可在线生成满足多种约束的三自由度弹道,在远程滑翔导弹滑翔段制导控制方面有一定的应用前景.     

基于改进预测校正的滑翔飞行器再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器滑翔再入制导问题,提出了一种基于高度变化率反馈的改进倾侧角校正方法。在不依赖准平衡滑翔条件下,该方法可以得到较为平滑的弹道。纵向制导采用落点误差预测校正倾侧角指令,同时以终端平衡滑翔倾侧角作为终端倾侧角,可以提高终端高程精度。横侧向制导设计了航向角误差走廊边界控制倾侧角反转,以保证制导精度。仿真结果表明,该算法制导指令解算时间小于1s,制导精度较高。     

机械式可展开气动减速技术跨亚声速段二次展开

文章提出了采用沿辐条方向增加伸缩杆、柔性承力罩及弹性单元的方式实现机械式可展开气动减速技术二次展开的结构方案,并针对二次展开气动外形分别从弹道轨道、升阻比及俯仰力矩系数等方面开展了跨亚声速段减速效果、升阻特性及静稳定性研究。研究显示:二次展开状态的减速效果明显优于一次展开状态;二次展开状态的升阻比随攻角及马赫数变化规律与一次展开状态一致;小攻角范围内两状态的升阻比变化不大,大攻角范围内两状态的升阻比差异明显;二次展开状态在跨亚声速段存在唯一的静稳定点,且该点的静稳定性强于一次展开状态。研究表明:机械式可展开气动减速技术采用二次展开方案能够实现在跨亚声速段继续减速和姿态稳定的目的,二次展开方案在机械式可展开气动减速技术上的应用具备工程可行性。文章为机械式可展开气动减速技术二次展开方案工程化实施奠定了基础。     

基于增强协同优化的助推-滑翔导弹概念研究

针对一种两级运载器、滑翔级翼身组合体外形的导弹方案,采用多学科设 计优化方法研究了包括两级发动机装药量、工作时间、滑翔级翼面形状和助推-滑翔弹道在 内的优化设计问题。将系统分为总体、气动、发动机、弹道四个学科。采用增强协同优化方 法进行分解协调优化。目标函数为最大射程和最小总加热量的加权和,约束条件为驻点热流 、导弹质量、滑翔段终点速度、高度等。采用试验设计方法进行不同外形的气动力计算,并 构造响应曲面。结果表明该MDO方法可适用于助推-滑翔导弹的概念研究。
     

多约束螺旋机动变结构制导律设计

为提高高超声速飞行器俯冲段的精确打击和突防生存能力,提出了一种多约束螺旋机动滑模变结构制导方法。首先,基于双平面解耦思想,分别建立了俯冲平面和转弯平面相对运动方程。其次,基于滑模变结构控制理论,推导了考虑终端角度约束的滑模变结构制导律,并通过在切换面中引入视线角参考指令和机动控制项,实现多约束条件下的螺旋机动精确制导。同时,对制导律中的3个参数进行优化整定,以更好地满足落角、入射方位角、终端速度、过载等约束限制。以CAV-H为例进行仿真分析,仿真结果表明,该方法能够满足俯冲段终端落点和角度约束,精度较高,鲁棒性较好;同时,可实现预期的螺旋机动飞行,提高了飞行器机动突防和生存能力;相关算法可为高超声速滑翔飞行器俯冲段精确打击和机动突防综合性能提升提供参考。     

步进电机高速启停控制的单片机实现

文章讨论了步进电机加一减速控制技术,根据步进电机负载对速度响应的要求,提出了一种基于单片机的步进电机高速启停控制的数字化实现方法。实践证明,该方法有效克服了步进电机加速过程中容易出现的失步、堵转等问题。     

多约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化

研究了考虑航路点、禁飞区、热流、动压、过载、控制量以及终端状态等多种约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计问题。分析了采用一般Gauss伪谱方法进行高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计存在的主要问题,为此,提出了轨迹分段优化策略,将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题,进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化,将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题进行求解。以多约束条件下最大射程轨迹优化为例进行仿真分析,结果表明分段优化方法能够较快地设计出满足各种约束条件的优化轨迹。     

高超声速滑翔飞行器再入气动系数改进拟合模型

为提升高超声速滑翔飞行器再入气动系数的刻画精度,基于公开的CAV-H气动系数数据,本文提出了一种改进的高超声速滑翔飞行器再入气动系数拟合模型。首先,建立攻角二次项和马赫数负指数幂项相结合的气动系数拟合模型。其次,利用多元非线性最小二乘法对模型进行参数辨识,并采用拟合优度评价了该模型对气动系数数据的解释程度。然后,依据该模型从升阻比角度分析了气动模型飞行特点。最后,对本文改进模型进行数据拟合仿真,分析升阻比特性,并进行再入轨迹优化任务仿真。气动数据拟合实验表明,与现有典型模型相比,改进模型拟合误差降低,拟合优度进一步提高。不同定升阻比的飞行仿真实验表明,应用改进模型可全面刻画再入滑翔飞行特性。再入滑翔飞行任务仿真结果表明,相较于对比模型,改进模型得到的再入轨迹更为平稳。     

星舰气动性能及任务特性仿真分析

通过对星舰的总体参数和气动布局进行反演建模，采用数值仿真方法，分析星舰的气动布局特点、前后翼面操纵控制策略、典型载人登月任务推演等。结果表明:星舰再入返回采用低质阻比有翼锥柱体外形设计，与传统航天飞机的返回方式不同，再入时末端速度较低，前后翼面在小、大攻角下均能实现对舰体姿态的有效控制，采用创新性的气动翼面和发动机反推组合控制技术，充分利用气动减速，实现舰体平躺再入返回和垂直降落的回收模式。经分析可知，星舰载人登月任务需发射在轨补给星舰次数偏多;采用轨道式投送方案时，星舰具备实现全球1 h快速抵达任务能力。     

导弹调参规律设计中有关气动问题的探讨

阐述了回路调参与气动的关系；利用比较分析的方法，研究了某导弹动力系数和传递系数的变化情况，表明某导弹控制回路调参效果不佳并非气动问题所致；讨论了某导弹与定型弹气动特性的主要差别，提出了解决问题的技术途径。     

多约束航迹规划与跟踪制导律

研究升力式飞行器多约束航迹规划与跟踪制导律设计。考虑到飞行器为满足任务需求规定了一定范围的禁飞区，为确保滑翔段末状态处于中末制导交班窗口内设置了严格的终端约束，导致传统基于最大升阻比、平衡滑翔策略的航迹规划不适用。针对飞行器在不同空域的动力学特性，结合飞行策略预划分手段分段提出不同状态下的攻角、倾侧角剖面，通过优化剖面构型参数将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题，完成多约束航迹规划。最后，考虑到气动不确定性带来的轨迹偏差，利用线性二次型调节器以位移加权误差最小为优化指标完成轨迹跟踪制导律设计，实现对规划航迹的在线纠偏，并通过仿真分析验证所提方法的有效性。     

带有时间约束的再入滑翔轨迹设计

为了满足飞行器协同飞行任务需求，本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先，建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型，并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次，针对不同飞行段特点及任务需求，分别设计了各段导引律。其中，重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解，将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系，运用解析预测-校正思想，通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值，同时满足末端能量和时间约束。最后，通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。     

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。
     

面向轨迹预测的高超声速飞行器气动性能分析

为了给高超声速轨迹预测问题提供先验知识,研究了面向轨迹预测的高超声速飞行器气动性能分析问题。首先,简要介绍了高超声速再入滑翔飞行器的基本性能,从拦截的角度分析了对其滑翔段进行轨迹预测的必要性。其次,以HTV-2为例,采用斜激波理论、活塞理论、Prandtl-Meyer方程及粘性力工程计算方法对临近空间高超声速环境下飞行器的受力情况进行了分析建模。然后,对目标机动性能进行了仿真分析,仿真结果与相关文献报道较一致,证明了建模仿真方法的可行性。最后,基于以上建模仿真,给出了一组适用于临近空间高超声速飞行器滑翔段目标跟踪和轨迹预测的气动参数,并进行了仿真验证,为下一步研究基于拦截的高超声速飞行器轨迹预测提供了理论基础和方法指导。     

减速伞收口状态气动特性仿真与试验研究

减速伞是回收着陆系统中重要的气动减速装置,其气动特性关系着整个减速着陆过程的成败。由于减速伞开伞动压高、载荷大的特点,结构设计及参数选择非常关键,并且,为减小开伞动载,一般采用底边收口的形式控制伞衣逐级充气展开。文章所述的减速伞具有两级收口装置,基于某伞型为带条伞的减速伞进行了收口状态的数值仿真分析和风洞试验研究。利用流固耦合方法获得了减速伞的收口展开过程中典型阶段的气动外形,采用计算流体力学(ComputationalFluidDynamics,CFD)方法对收口状态下的减速伞进行了气动特性计算分析。同时,为考察减速伞收口状态的稳态阻力特性及收口解除过程中的阻力特性变化,并验证收口解除装置的工作可靠性,在亚声速风洞中对减速伞进行了稳态及动态解除收口试验。通过减速伞风洞实验,对其阻力面积及动态特性参数进行了测量,实验结果表明仿真计算能够较为准确的预测减速伞收口状态的气动及动力学特性,且误差不大于5%,从而能够为减速伞的结构及强度设计提供重要依据。     

滑翔式远程导弹滑翔段弹道研究

滑翔式远程导弹的滑翔弹道选择对其航程影响极为显著。论文主要研究滑翔段轨迹特性 及最大滑翔航程弹道的参数近似计算方法。提出了最大升阻比条件下的平衡滑翔弹道是航程 较优的弹道的观点,并对这一观点进行了证明;进而给出了最大升阻比平衡滑翔条件下的主 要参数间的解析关系式。仿真计算表明给出的滑翔段参数解析关系式精度较高,能用于最大 航程弹道的参数近似计算。     

基于多分辨率技术的滑翔飞行器轨迹优化算法

针对滑翔飞行器轨迹优化展开研究。采用了考虑地球扁率和自转的动力学模型,大气模型采用较精确的大气模型。滑翔式飞行器轨迹优化具有强非线性和多约束等特点,为克服传统优化方法对初始值较敏感且难以处理航路点等状态约束,同时在精度和计算速度之间取得一定的平衡,提出采用基于网格自适应的多分辨率技术对滑翔飞行器轨迹进行优化,并对航路点约束提出了相应的处理策略。针对包含航路点、禁飞区和终端约束的典型工程问题展开了轨迹优化研究。仿真实验表明,一条行程12400 km的滑翔弹道优化耗时约200 s,验证了该算法的有效性,对工程实践具有一定的参考意义。     

基于参数化外形的通用大气飞行器建模与分析

提出了一类翼身组合升力体外形通用大气飞行器(Common Aero Vehicle, CAV)的参数化外形建模方法,采用气动工程预估方法计算CAV的气动系数,拟合得到能用于再入飞行器制导与控制仿真的气动模型,并通过分析,得到该模型静稳定性、气动效率及气动控制特性等方面的结论。结合飞行器再入飞行的运动方程,选取平衡工作点,基于小扰动线性化模型得到系统特征根分布来分析其稳定性,发现固定姿态的滑翔飞行时系统有正半平面极点,需主动控制调节;为了分析机动性,提出了以星下点轨迹曲率求取CAV转弯半径的方法,可快速获取机动性评估与参考指标,结果表明,该模型具有较好的转弯机动能力。