基于变质心控制的再入飞行器机动能力分析

变质心控制作为一种新颖的控制方式,可克服传统再入飞行器气动舵等控制方案存在的舵面烧灼等弊端,它通过主动移动飞行器内部若干个质量块,可以有效调整飞行器的姿态并实现飞行器的姿态和机动控制.本文在推导变质心再入飞行器动力学方程的基础上,对该动力学方程进行了必要的简化,从而得到了变质心再入飞行器纵平面内的动力学和运动学方程,并计算得到质量块不同行程下飞行器可产生的法向过载大小.本文的研究对于变质心再入飞行器控制系统的设计提供了必要的理论参考依据.     

新概念飞行器的姿态复合控制

研究了大气层内质量矩与直接力复合控制飞行器的姿态控制问题.在建立飞行器数学模型的基础上,基于质量矩控制与直接力控制的各自优势,提出了质量矩与直接力复合控制色行器的姿态控制策略.在此基础上应用动态逆理论,根据系统变量的特点将状态变量进行时标分离,形成快慢两回路,设计了飞行器的姿态控制规律.仿真结果表明,该方法能够有效实现飞行器的姿态控制.     

吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究

针对吸气式高超声速飞行器气动力、气动热、结构、推进、飞行轨迹以及姿态之间的多物理场强耦合给飞行控制系统设计带来的问题,提出一种适用于此类飞行器机体/推进/控制一体化设计的建模方法.首先,依据类乘波体高超声速飞行器基本外形参数体系设计飞行器的三维外形;然后在飞行器流场分析的基础上,给出飞行控制系统需要满足的姿态约束条件,并采用一套完整的工程预测方法建立了适合进行飞行控制一体化设计的气动力/推力耦合模型;最后基于拉格朗日方程推导了一体化弹性体动力学模型.模型算例验证了该方法在吸气式高超声速飞行器机体/推进/控制一体化设计中的可行性.     

高超声速飞行器Terminal滑模控制系统设计

针对高超声速飞行器模型的强非线性、快时变、强耦合和强不确定性,提出了基于动态逆和Terminal滑模控制的制导/姿控一体化设计方法.该方法将动态逆控制的非线性解耦能力与Terminal滑模控制的强鲁棒性有机结合,实现了模型的反馈线性化和多通道解耦,保证高超声速飞行器在存在参数不确定性和外界干扰的条件下实现稳定飞行.仿真结果表明该控制方法对高超声速飞行器是可行的.     

无人飞行器地面移动目标跟踪系统研究现状与展望

无人飞行器地面移动目标跟踪系统是一项在军事和民用方面都具有广泛应用前景的非常重要的研究课题.首先分析了系统的特点,然后详细介绍了国内外无人飞行器地面移动目标跟踪系统的研究方法和现状,并指出其不足.最后,针对现有系统中控制方法的欠缺,提出了将仿人眼控制系统用于无人飞行器上的摄像机云台控制的新方法.     

高速飞行器变质心控制技术综述

基于变质心附加惯量消旋、质量矩姿控、操稳性能调控三种控制模式对变质心控制的基本原理进行了阐述.详细分析了变质心高速飞行器所面临的动力学建模、制导控制、执行机构设计研制和系统仿真评估四方面的关键控制问题.最后,对变质心高速飞行器发展趋势和未来主要研究方向进行了展望.     

移动质心飞行器的参数辨识和补偿控制

受质量块大小和位移的限制,移动质心不能像空气舵那样产生很大的力矩.因此飞行器的再入攻角对静稳定度很敏感,尤其在小静稳定度下,静稳定度稍有改变,配平攻角将发生很大变化.飞行器再入过程中的烧蚀、侵蚀以及边界层转捩所造成的小不对称量所产生的不对称力矩与质心移动后产生的控制力矩相比,不是小量.以所建立的移动质心控制飞行器的数学模型为基础,辨识飞行器静稳定度和小不对称量,对小不对称量造成的气动力矩用前馈一反馈复合控制加以补偿.仿真分析表明,移动质心控制对高速再入的飞行器具有良好的末修能力,能有效提高再入段的控制精度.     

基于神经网络的飞行器抗饱和自适应控制

针对传统自适应控制在飞行器作动器具有幅值饱和与速率饱和的情况下难以实现良好飞行控制的问题,提出了一种基于神经网络与伪控制隔离的飞行器抗饱和自适应控制方法.首先根据模型参考自适应控制理论,结合动态逆与神经网络自适应方法,分析了系统的模型跟踪误差动力特征,并考虑飞行器具有参数不确定和未建模误差等动态逆误差,设计了在线神经网...     

基于线性矩阵不等式的动态控制分配方法研究

控制分配解决给定的控制输入指令到各个可用的执行机构的分配问题.现有的控制分配算法忽略了执行机构的动态性,假设执行机构偏转与力矩之间为静态关系,通常执行机构动态性被忽略的原因是执行机构的带宽远远比飞行器的带宽大得多.然而忽略控制分配器与执行机构交互影响可能会有严重的后果.文中将控制分配问题转化为有约束的二次规划问题,并将二次规划问题转化为基于线性矩阵不等式的动态控制分配问题.通过与传统的静态控制分配方法对比分析,本文提出的方法可以显著提高飞行器控制分配模块的有效性与精度,从而提高了飞行器姿态控制系统的有效性与精度.     

面向飞行器控制的切换系统分析与综合

面向飞行器控制的切换系统分析与综合是近年来飞行器控制领域的研究热点。从切换系统在飞行器控制领域的优越性出发,首先对线性切换系统的分析与综合给予简单综述,在此基础上分析了切换系统在飞行器控制领域的应用,而后展开论述面向飞行器控制的线性切换系统建模、分析与控制综合方法,重点介绍局部重叠切换系统、稳定性分析和基于切换系统的综合方法等内容。最后,提出面向飞行器控制的切换系统研究的发展趋势。     

某系列运载火箭多射向发射姿态控制方案研究

介绍了某系列运载火箭实现多射向发射的几种方案 ,比较了它们的优缺点。重点对转动平台和由箭载计算机实现的两种方案从姿态控制系统角度进行了阐述     

一种三元结构的火星采样返回任务方案分析

介绍了目前国外提出的一种三元结构的火星采样返回任务方案,整个方案分3次发射,分别发射漫游车、着陆器和轨道器,每次发射间隔为4年,最终目的是将火星样品带回地球。该方案的优势在于,通过3次发射分别完成漫游车巡视勘察、着陆器现场探测、轨道器数据中继和在轨探测,最终综合完成火星采样返回,能够极大地缓解项目进度和资金压力,充分利用每次发射窗口分步骤完成探测任务。文章重点对方案涉及的关键技术进行了分析,包括样品获取与封装、行星保护、精准着陆、漫游车的危险规避能力和移动性、火星上升器、交会与样品捕获、地球再入器技术等;对方案的前景和优势进行了探讨,并给出几点启示,如精准着陆或成为今后行星探测着陆方式的新趋势,火星采样返回任务将是人类火星探测的里程碑,今后的深空探测任务趋向国际合作模式等。     

临近空间测控系统技术特征分析

临近空间飞行器的兴起对测控与信息传输（以下可简称测控）系统提出了与传统航天、航空     

运载火箭数学仿真数据库管理系统

介绍了运载火箭数学仿真数据库管理系统 (MSDBMS)的系统结构和系统功能 ,并对MSDBMS系统主要的设计思想和方法作了简单论述     

跨介质航行器波浪环境入水流场演变和运动特性研究

跨介质航行器是一种既可以在空中飞行又可以在水下潜航的新概念航行器,基于仿生学原理,提出一种通过改变外形实现水空介质跨越的航行器模型,通过入水试验装置和计算流体动力学方法,对航行器带攻角从空气到水的介质跨越过程进行了试验和数值仿真研究,得到了跨介质入水过程航行器的运动姿态和入水空泡形态,并通过数值仿真得到了航行器的升力、阻力、速度和加速度演化规律。同时基于数值模拟方法对有波浪情况和静水情况下航行器入水过程空泡演变以及运动特性进行对比。结果表明:提出的航行器构型在水中具有较好的姿态调整能力,波浪的有无和波高的不同都会对航行体入水运动特性造成影响。     

跨介质航行器流体动力外形仿生设计

跨介质航行器是一种可在空中与水中两栖巡航并能自由穿越水气界面的新概念海空两栖无人运动平台,需要具备良好的入水和出水性能及较小的水下流体阻力。采用两种生物组合仿生的设计思想,利用全自动三维影像扫描仪获取具有优良入水性能的翠鸟头部和龙虱身体的形体特征点云数据,应用傅立叶级数拟合方法拟合特征曲线,设计了一种跨介质航行器流体动力外形,为减小航行器入水冲击载荷、降低水下航行阻力提供了设计方案。     

卫星对动能拦截器的一种规避策略

为了解决卫星对逆轨来袭动能拦截器的末段防御问题,提出了一种卫星轨道机动规避策略。首先建立了拦截器攻击区的概念,分析了攻击区的特性,具体推导了攻击区的估算方法。在此基础上,根据卫星机动对拦截器攻击区的影响,提出了卫星的轨道机动规避策略。最后,对所提出的攻击区估算方法和卫星轨道机动规避策略进行了仿真验证。仿真结果表明,在拦截器推进剂充足和滚动角稳定值已知的条件下,所提出的攻击区估算方法比较准确;卫星的轨道机动规避策略有效可行。所提出的规避策略对处于攻击区内不可逃逸圆外的卫星,可以保证其以最短的机动时间成功规避拦截器的攻击,对处于不可逃逸圆内的卫星,也可以保证其具有最大的成功规避概率。     

The second stage propulsion system for N-launch vehicle

The pressure-fed second stage propulsion system for N-launch vehicle provides 53,348 N (5440 kg) thrust for about 250 sec at an Isp of 290.2 sec. Aluminum tanks, integral with vehicle structure, carry a minimum of 4.7 ton propellant combination of N₂O₄ and Aerozine 50. The gimbaled engine consists of a regenerative cooled chamber, ablative nozzle spacer, and a radiation cooled nozzle extension with an exit area ratio of 26. Utmost utilization of domestically available technology and facilities underlay the design concept. Development of the propulsion system took 5 years with the first flight occurring in 1975. Five consecutive flight successes up to 1979 have demonstrated the reliability and performance of the system.Improved N vehicle, designated as N-II, will succeed the N vehicle. New second stage propulsion system for N-II delivers 43,816 N (4468 kg) thrust at an Isp of 314.1 sec and has restart-capability.     

Low Cost and Reusability of Launch Vehicle

This paper analyzes the launch price of the launch vehicles, domestic and abroad, studies the status and trend of the low cost launch vehicles, and introduces two measures to reduce the cost by means of evolved and disruptive technologies, utilizing the concept of low cost manufacturing and operating modes as well. This paper also analyzes the launch strategies for small satellites such as piggyback, networking launch, and single launch with a small launch vehicle(SLV). Finally, the development trend of reusable launch vehicles is discussed as well as the development prospects for China's reusable launch vehicle.