载人航天器的再入制导控制与仿真计算

研究了弹道一升力式载人航天器的再入制导规律和各种再入误差源对其落点的影响。主要包括以下内容：再入纵向制导和侧向制导规律的确定;分析各种单项误差对落点的影响;用ＭｏｎｔｅＣａｒｌｏ方法模拟各种再入误差源及其对落点偏差的综合影响。通过大量的模拟计算,掌据各种再入误差对落点偏差的影响,提出再入误差应具有的指标要求,并得到一些有益的结论。计算结果表明,确定的制导规律可以达到满意的落点控制效果。     

考虑禁飞区规避的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔侧向制导问题,提出了一种考虑禁飞区规避的预测校正制导方法.纵向制导采用落点误差预测与指令校正相结合的方式,不断更新倾侧角的幅值,实时修正轨迹纵程.侧向制导设计了一种倾侧角反转逻辑的切换机制,利用航向角误差走廊和航向角导向区域控制飞行器的侧向运动.CAV-H再入滑翔飞行器制导仿真实例表明,该方法不依赖于标准再入轨迹,能够导引飞行器规避禁飞区约束.Monte Carlo仿真验证表明,在随机初始扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性.      

再入飞行器标称攻角优化设计

再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别进行标称飞行攻角的优化设计.首先将过程约束转化为对控制量攻角的约束,将需要优化的标称攻角通过分段线性函数参数化,把最优控制问题转化为4个参数的寻优问题,然后利用遗传算法获得参数的初始猜想,并设计序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)算法求解.仿真结果显示该方法能够快速获取再入标称飞行攻角,为再入轨迹优化和制导总体设计提供参考.     

一种基于固定配平的飞行器滚转制导律研究

具有固定配平攻角的飞行器升力大小不可控,只能通过单通道的滚动控制实现飞行轨迹的控制.为实现精确制导,提出了一种基于固定配平攻角飞行器的滚转制导律.建立了固定配平攻角飞行器相对目标点的运动关系方程,分析了方程中各部分的物理意义;给出了滚转制导的基本导引关系,证明了基本导引关系的正确性,得出了滚转制导指令的计算方法;通过数学仿真分析了滚转制导导引弹道的特点.仿真表明,滚转制导通过一定的滚动策略消耗掉了多余的升力,达到了精确控制飞行器落点的目的.     

一种短航程再入解析预测校正制导方法

针对载人探月飞船高速再入返回问题，提出了一种短航程低过载的再入解析预测校正制导方法。引入大升阻比航天器滑翔式再入的概念，通过设定再入过程中滑翔段轨迹形式，利用轨迹参数描述滑翔段轨迹，推导出预测航程的解析公式。为使终端误差满足要求，通过试位法校正轨迹参数，并换算得到倾侧角制导指令。在偏差条件下进行仿真，实现了飞船2100km任务航程下400~450s内以低于6.5g₀的过载再入，结果表明，所提制导方法具有较高的精度和较强的鲁棒性，为载人探月飞船应急快速返回提供了参考思路。      

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。      

探月飞船预测-校正再入制导律设计

针对以第二宇宙速度返回的探月飞船再入制导律设计问题,采用一种数值预测一校正的预测制导法,分析了飞船配平攻角的飞行特性,建立了再入三自由度运动方程。进而详细介绍了预测一校正及其纵向、横向制导律的基本原理。通过标准初始状态、有误差初始状态两种条件下的仿真分析,表明这种预测一校正制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。     

空间再入充气系统的大攻角气动及结构仿真研究

为描述空间再入充气系统在大攻角状态下的气动力与结构特性,利用CFD模型研究了不同攻角下的流场分布及气动力系数变化。同时建立了考虑内充压作用的有限元模型,并以高超声速流场作为输入,采用流固单向耦合的方法分析了不同攻角下的气动力对结构静力学特性的影响。研究表明：随攻角的增大,轴向力系数呈整体下降趋势,而法向力系数及俯仰力矩系数分别呈M型及W型变化趋势;此外,随着攻角的增加,结构最大应力整体呈上升趋势,并在45°攻角附近增幅最大。     

月地转移轨道快速设计与特性分析

对采用直接大气再入方式的月地转移轨道,考虑大气再入界面参数和地面落点位置约束,提出了一种基于双二体模型的快速设计方法。该方法分为内外两层迭代循环,内层循环使月心段轨道和地心段轨道在月球影响球边界处连续,并采用Lambert问题与Newton-Raphson法相集合的方法求解满足再入角约束的地心段轨道参数;外层循环通过调整地心段轨道倾角和轨道置入时间使月地转移轨道满足地面落点位置约束。分析表明,存在四种类型的月地转移轨道满足大气再入界面约束,分别为降 降型、降 升型、升 降型和升 升型。在此基础上,对四种类型月地转移轨道的近地点地心距、置入分布点、再入点分布等特性进行了分析。仿真结果验证了所提出方法的有效性。     

姿态角幅值约束下的太阳帆Lissajous轨道保持控制

太阳帆航天器以两姿态角作为轨道控制输入时, 其轨道动力学方程具有非仿射非线性特性. 通过人工平动点处线性化获得的线性系统可完成太阳帆航天器轨道保持控制器的分析与设计. 由于线性近似模型为有误差模型, 存在近似有效范围约束, 表现为轨道高度约束和姿态角幅值约束. 本文研究了姿态角幅值约束对线性近似模型有效性的影响, 通过计算给出满足近似误差要求的姿态角幅值约束. 当控制输入存在幅值约束时, 控制器轨道修正能力受到束缚. 通过研究姿态角幅值约束下的最大允许入轨误差, 设计了最大允许入轨误差下线性二次型调节器(LQR)用于轨道保持控制, 并将控制器应用于太阳帆日地三体系统非线性模型中, 实现了日地人工L₁点Lissajous轨道最大允许入轨误差的控制收敛和良好精度下的轨道保持控制.      

小型遥测系统的容量和信道设计

论述了某型号无人机遥测系统中的容量和信道设计问题.文中对该遥测系统的组成和原理进行了介绍.结合具体的遥测任务需求,在容量设计中确定了数据传输率和使用的帧格式,在信道设计中,通过计算实际信道中的误码率,提出了相应的信道编码方案以确保数据传输的低误码率要求.     

基于多输入多输出特征模型的高超声速飞行器自适应姿态控制

针对高超声速飞行器再入过程中强耦合、大扰动和大范围变化的气动参数的问题,基于特征建模的思想,分析动力学方程的耦合特点,采用分散控制的方案,把原非线性动力学方程用一个二阶时变差分方程组形式的特征模型描述,建立了攻角、侧滑角和滚转角三通道特征模型,并给出了黄金分割自适应的姿态控制方法．最后,针对类X-20高超声速飞行器进行数值仿真,仿真结果充分验证了这种自适应控制器的有效性．     

高超声速飞行器再入段滚转控制与舵系统技术指标

文章通过分析高超声速飞行器再入段横侧向对象特性,确定动压达到一定条件气动舵面完全参与姿态控制时的滚转控制策略.基于滚转回路结构,理论分析滚转回路性能指标与控制律参数的关系,估计舵系统带宽.结合仿真手段,给出典型状态下的定点计算结果,确定舵系统带宽要求.另外,通过仿真研究,探讨舵系统时间常数、阻尼比和时延对滚转控制品质的影响.     

动力增程型高超声速飞行器的再入轨迹规划

为研究飞行过程中的动力装置启动时刻及燃料消耗情况，对轨迹进行优化，进而提出一种动力增程型弹道的再入模式。推导Sanger弹道的解析解，分析得到高超声速飞行器再入航程最优所必须的迎角及初始速度取值条件等相关前提，利用该结论设计动力装置的启动方式使航程最远、燃料利用率最大。将轨迹设计为Sanger弹道和拟平衡滑翔弹道相结合的混合弹道:再入前期利用助推器间隔点火的方式形成等高类周期跳跃弹道以保证足够远的航程; 再入后期采用拟平衡滑翔弹道，将最优控制问题转化为复杂多约束非线性规划问题，性能指标综合考虑了轨迹平滑和航程。仿真实现了所提出的动力增程型再入弹道; 并在燃料充足、弹道倾角取值合适的条件下，得到“打水漂”弹道形式，该弹道能量损失极慢，具有足够远的飞行能力。仿真表明，与不同点火方式及求解方法得出的弹道相对比，所提动力增程型再入弹道具有3.47~3.84倍的航程、1.04~1.18倍的末端动能以及4.47~15.79倍的燃料利用率。      

基于自适应伪谱法的高超声速飞行器再入轨迹优化

针对高超声速飞行器再入轨迹优化问题,建立考虑地球自转的三自由度再入运动方程,以美国通用空天飞行器为对象建立再入约束模型。采用Legendre-Gauss-Radau配点对3种典型优化问题:最大纵程、最大横程及最小航迹角变化率问题进行离散,将连续时间最优控制问题转化为非线性规划问题。基于Legendre多项式近似理论,引入衰减系数构建相对误差估计关系式,并以此提出一种有效的自适应网格重构策略。最终获得了3种典型再入轨迹优化问题的最优解。仿真结果表明,该算法的求解结果与变步长Runge-Kutta-Fehlberg法积分一致。相比传统自适应伪谱法,其配点和区间分配更合理,迭代次数少,求解速度高,且对人工参数不敏感。      

一种高超声速飞行器的再入约束非线性控制方法

在再入过程中高超声速飞行器存在着多约束,包括角度,角速度,力矩约束,提出一种约束非线性控制方法.基于奇异摄动理论设计内外环解耦控制方案,控制系统的外环基于近似连续非线性预测控制和滑模预测实现角度跟踪,满足角速度约束和闭环稳定.强耦合的内环采用动态逆跟踪角速度指令,期望动力学采用PI形式抑制干扰,采用抗饱和技术在线调整控制参数,减少力矩饱和,提高内环的跟踪性能.最后,通过仿真验证了所提算法的有效性.     

集成式随动装置目标引导信息动态校准方法研究

光电对抗系统在机动状态下搜索和跟踪目标时，必须用位置陀螺代替码盘来确定目标方位角。但是，由于搜索轴陀螺存在漂移和累积误差，导致跟踪转台按照引导信息调转到位后目标无法进入跟踪视场，而且陀螺的漂移和累积误差是随时间和温度非线性变化的，很难直接进行修正。为了解决这个问题，提出了一种对引导信息进行间接动态校准的方法。     

基于在线轨迹迭代的自适应再入制导

针对传统轨迹跟踪制导方法在再入飞行中无法较好适应导航模式切换等突变状况的问题,提出了一种能够有效应对制导系统输入信息不连续性的自适应在线轨迹生成方法。该方法通过实时的多项式拟合以及迭代过程确定满足终端约束条件的高度-速度剖面,并解算出当前飞行状态下所需的攻角与倾侧角指令,从而平稳、精确地将飞行器引导至末端能量管理段。通过对速度与能量、高度、轨迹倾角以及待飞航程等状态量建立解析关系,该方法拥有迭代速度快以及收敛性强的优势。仿真结果显示,该方法对输入信息的误差及跳变等不确定因素的适应性很强,在各类干扰情况下较传统方法拥有更高的制导精度。相较于传统轨迹跟踪制导方法,该方法在实际应用背景下显著地提升了制导的自主性与适应性。      

高超声速三维化学非平衡流动的数值模拟

高温非平衡化学反应对高超声速再入飞行器绕流流场的气动热特性有较大影响.通过采用有限体积NND(Non-oscillatory, containing No free parameters and Dissipative scheme)格式求解三维N-S方程,分别计算了小攻角条件下球锥的完全气体粘性流场和化学反应非平衡气体流场.比较并分析了化学非平衡作用对三维高超声速钝头体绕流流场的影响.所得结果与国外文献结果符合的较好,证明了计算方法与程序的有效性和实用性.