运载火箭的一种自适应姿态开环减载控制技术

针对运载火箭在高空风区域飞行时的减载需求,提出了一种自适应姿态开环减载控制技术。此减载控制系统采用加速度计测量火箭箭体的法向与横向视加速度,采用速率陀螺测量箭体绕质心转动角速度。设计了一种门限自动切换判别结构,使控制系统能够自动从传统纯姿态控制切换到姿态开环减载控制。当火箭遭遇到很大高空风时,控制系统姿态回路开环,俯仰通道和偏航通道分别跟踪零法向、横向视加速度指令,使火箭转到来流方向,实现减小气动载荷的目的。以某型运载火箭为例对比了几种控制方案的减载效果,仿真结果表明自适应姿态开环减载控制有效提高运载火箭减载效果,具有工程应用价值。     

运载火箭飞行载荷联合优化控制技术

为了解决基于模块化研制的运载火箭其飞行剖面载荷与承载能力不匹配而导致发射概率过低的问题，提出一种基于弹道风修、发动机节流、主动减载、横向动载荷精细化四项减载技术的飞行载荷联合优化控制技术。以箭体承载能力为约束，提高发射概率为目标，多种载荷控制技术联合为手段对运载火箭进行逆向设计，可以有效提高模块化研制火箭的发射概率。以长征八号运载火箭首飞为例，该技术成功将发射概率由研制初期的33%提高到83%。     

晃动基座初始对准环境建模与仿真

针对火箭初始对准时存在外界扰动,提出一种适用于风扰动的初始对准环境建模与仿真方法,可用于运载火箭扰动环境下初始对准仿真验证.根据风场特性和振动理论,分别建立了地面风和风干扰下的箭体振动模型,实现了晃动基座下的环境仿真和对捷联惯组测量输出的模拟.仿真结果显示,箭体振动特性与实测值一致,所模拟的惯组输出与箭体晃动吻合,表明模型正确有效.该方法能够为晃动环境下初始对准仿真研究提供更加符合实际特性的数据源.     

运载火箭加速度计反馈主动减载实施效果评价

针对运载火箭加速度计反馈主动减载实施效果评价，提出一种基于主动减载姿态动力学稳态分析的评价方法，在传统的“载荷侧滑角”评价指标基础上增加了“姿态偏差”、“摆角需求”和“弹道偏离”评价。稳态分析中考虑了结构干扰的偏置效应以及质心运动对风的抵消效应，重点推导了风切变对于火箭姿态动力学特征参数的影响机理。某型号案例分析结果表明，在典型“平稳风+切变风”风场作用下，主动减载技术在4项评价指标上均取得理想实施效果，并且显著缓解风切变导致的姿态参数快变现象。     

运载火箭捷联惯组全自主对准技术应用研究

我国运载火箭发射前通常通过光学瞄准确定初始方位角,采用捷联惯组自对准解算获取水平姿态角。以可实现简易、快速发射的新型火箭为背景,在发射场阵风等干扰引起箭体低频微幅晃动的环境下,研究了捷联惯组自主对准技术。分析了运载火箭全自主对准的特点,利用以惯性系为参考基准的解析对准法和卡尔曼滤波精对准方法,对高精度全自主对准技术和其在运载火箭上的应用展开了详细论述。开展了全自主对准试验验证,结合新一代运载火箭首飞数据进行了分析。结果表明:捷联惯组全自主对准技术可替代复杂的光学瞄准系统,实现运载火箭发射前初始姿态的确定。     

火星探测器轨道

火星探测器的运动可分为 3个阶段 :绕地心 (地球质心 )运动阶段 ,绕日心 (太阳质心 )运动阶段 ,绕火心(火星质心 )运动阶段。在飞行时间最长的绕日心运动阶段 ,火星探测器相对于日心的运动轨道视其飞出地球引力作用球 (半径约 930 ,0 0 0km)时相对于日心的速度不同 ,可以为以日心为焦点的椭圆或抛物线或双曲线。当速度量值小于该处逃逸太阳的速度 (指从该处出发能飞离太阳引力场的最小速度量值 )时 ,轨道为椭圆 ;等于逃逸速度时 ,轨道为抛物线 ;大于逃逸速度时 ,轨道为双曲线。地球和火星绕太阳的公转轨道为两个基本同面的椭圆。地球公转轨…     

一种运载火箭减载控制工程方法

为降低运载火箭飞行中的气动载荷，在改进弹道模型的基础上，提出了一种用实时补偿对实时气流攻角和侧滑进行反馈控制的方法。研究了工程上用实时视加速度与姿态角偏差近似获得实时攻角和侧滑角的方法，并给出了控制模型。仿真结果表明，该方法能有效降低火箭的qα值，且对关机点参数的影响不大。     

三平测发模式下起竖臂对运载火箭地面风载的影响

为提高运载火箭地面风载条件对地面风场较大的发射场的适应性、降低运载火箭设计载荷、减轻火箭结构质量、提高运载效率,针对三平测发模式的特点,开展起竖臂对运载火箭地面风载的影响分析。采用基于广义位移和广义载荷的运载火箭地面风载计算方法,根据起竖臂的结构特点,量化分析竖臂刚度、支承油缸刚度、抱箍数量及位置因素对运载火箭地面风载的影响程度。起竖臂刚度、抱箍数量和位置对运载火箭地面风载影响较大,提高起竖臂刚度可使根部弯矩降低24.8%,增加Ⅰ级箱间段抱箍可使根部弯矩降低38%,而支承油缸刚度对运载火箭地面风载几乎没有影响。     

锤头体弹性振动跨音速气动阻尼系数的确定

通过研究锤头形运载火箭跨音速飞行时，箭体结构的弹性振动与气体运动的耦合效应，描述了用全弹模型的风洞实验和非定常数值计算、确定气动阻尼系数的技术和方法，分别给出了实验和数值模拟的结果，并对结果进行了对比分析。结果表明，在气动阻尼实验中，模拟低阶固有模态的前节点位置是非常重要的，该方法可以作为研究航天飞行器非定常飞动特性的一种方法。     

基于变质心控制方式的再入弹头控制模式研究

弹头变质心机动控制是通过移动弹头的质心位置,利用气动配平力矩改变弹头的飞行姿态和攻角,从而可实现弹头机动控制。本文在推导变质心弹头的动力学方程的基础上,通过分析其方程组的特点并结合弹头再入过程中的气动、速度等参数变化规律,给出了变质心弹头再入过程中宜采用的控制模式,为变质心弹头控制律的设计提供了理论参考。     

基于箭体系的最佳解耦姿态控制方法

提出运载火箭姿态控制的一种最佳解耦控制方法。传统的运载火箭姿态控制，是通过对火箭在制导坐标系（发射惯性坐标系）中定义的欧拉角，形成俯仰、偏航、滚动三个独立回路的姿态控制指令，控制弹体姿态稳定、快速地跟踪指令姿态角。由于控制力矩是分别绕箭体轴给出的，而箭体轴通常与欧拉角的瞬时转轴不重合，所以造成三个控制回路的耦合（只有当偏航、滚动姿态角皆为零时才完全解耦），因此欧拉角控制的解耦问题成为许多学者的研究课题，并给出了一些解耦控制方法，但都比较复杂，实现困难。本文提出的最佳解耦控制方法是基于箭体坐标系的，该方法是根据实时确定的箭体系到指令箭体系的方向余弦矩阵，确定一组箭体系分别绕各轴的转角△θx1，△θy1,△θz1，即箭体各轴同时转动角△θx1，△θy1,△θz1，后可使箭体系与指令箭体系重合，这样便保证了解耦和最小转角的最佳控制。该方法成功地应用于大范围机动变轨控制，也将适用于其它轴对称飞行器的控制。     

基于变质心控制导弹的运动分析

导弹变质心机动控制通过改变弹头的质心,利用气动配平力矩改变弹头飞行姿态和攻角,从而实现导弹机动控制.本文首次详细推导了基于变质心控制导弹的空间六自由度的动力学方程,并建立了一套完整的仿真系统,针对导弹在垂直平面内运动情况进行仿真,为深入探讨变质心控制弹头的控制机理奠定基础.     

小型固体运载器一级飞行段姿态控制方案研究

为降低结构质量、提高运载能力,某小型固体运载器采用复合材料箭体结构设计方案和静不稳定气动设计方案,运载器具有较大的挠性,一级飞行过程中,由于稠密大气的影响,结构和控制耦合现象明显,对控制系统设计提出巨大挑战;同时,控制系统还面临发动机结构引起的干扰、风干扰、质量质心时变特性以及气动参数不确定性等问题。针对这些问题,设计了带有主动振动补偿和漂移控制的Backstepping控制器,通过滑模观测器估计低频弹性振动的影响,并给予补偿,采用反演控制技术设计非线性鲁棒控制器,以适应系统中存在的较强的不确定性,确保在一级飞行过程中的全局渐进稳定,提供可选择的漂移控制通道,修正由于风干扰引起的横向、法向漂移。通过运载器飞行仿真环境验证了控制器性能。Montr Carlo仿真结果表明,在各种干扰影响下,所设计的非线性鲁棒控制器的姿态跟踪误差不超过2°,控制舵偏角不超过5,°满足总体方案要求。     

运载火箭主动段自适应增广控制

针对运载火箭上升段在复杂飞行环境、大不确定性干扰和振动等因素的影响下，传统PID控制方法难以满足高品质控制需求的问题，进行了自适应增广控制(AAC)方法研究，以实现对运载火箭姿态的精确控制。在深入分析自适应增广控制系统整体构架的基础上，通过标称PID控制器设计与基于粒子群优化(PSO)的数字滤波器设计实现了刚体控制及对弹性振动的抑制；继而针对大范围干扰、不确定性和由于滤波器切换产生的弹性振动影响，设计了在线调整算法自适应调节PID控制增益，并对其工作机理与参数设计原则进行研究；然后设计干扰补偿回路和主动减载回路以减小内外扰动、弹性振动和风载荷影响；最后在弹性振动、风干扰和参数不确定性等因素同时作用的状态下进行仿真分析，验证了自适应增广控制系统能够有效应对运载火箭主动段复杂飞行环境的影响，大幅度提升综合控制性能，具有理论研究意义与工程应用价值。     

应急救生时返回舱分离后的姿态运动研究

研究了低高度大气层内飞船应急返回时返回舱的姿态运动规律。返回舱分离后以非配平攻角飞行，大分离角速度和大气动力矩作用下其飞行姿态不稳定，必须利用自身的控制发动机和受到的气动力拒使其俯仰机动定位到大头朝前的姿态（呈配平飞行），仿真表明这需要一个较长的衰减振荡过程。一种通过实时调整质心位置以改变气动力矩大小，从而达到减小振幅、改善并缩短其振荡过程的方法被提出，它为宇航员承受过载和启动回收着陆系统创造了有利条件。     

MSL火星探测器高超声速流场预测及气动性分析

为获取火星探测器升力-弹道式进入火星大气层的气动特性,以火星科学实验室探测器（MSL）为研究对象,开展基于有效比热比方法的高超声速流动的数值模拟研究,并建立探测器进入过程的气动性能分析方法。计算分析表明,探测器绕流流场因有效比热比较小而具有很薄的激波层,物面气动力与文献值吻合良好;气动分析表明,对特定飞行状态,质心位置决定配平升阻比和俯仰静稳定度,合理的质心法向偏移和纵向移动可满足探测器的升阻特性和静稳定性,同时给定的配平特性和静稳定性要求也可指导质心位置调整,进而为探测器的气动布局设计和舱内设备布置提供建议。     

一种位宽可变的CRC校验算法及硬件实现

在箭上通信中,数据校验是必不可少的,循环冗余校验CRC就是一种普遍采用的校验方法。本文介绍了箭上设备通信框图,比较目前在箭载计算机中普遍采用的几种基于FPGA的CRC校验算法。在分析不同算法优缺点基础上,提出一种输入数据位宽可变的串行计算算法。该算法耗费资源少,配置灵活,易于移植,适合在各类箭载计算机的FPGA平台上实现CRC校验码实时计算。目前该算法已经过仿真验证,并在新一代运载火箭飞行试验中得到成功应用。     

ABC优化BP神经网络算法在组合导航中的应用研究

针对北斗/捷联惯导组合导航,提出一种基于人工蜂群ABC(Artificial Bee Colony)算法的反向传播BP(Back Propagation)神经网络算法。首先,在北斗卫星导航系统接收机正常接收信号时,将捷联惯性导航解算信息(速度、位置)作为网络输入,卡尔曼滤波输出信息(速度、位置校正量)作为网络输出,对ABCBP神经网络进行在线训练,建立ABCBP神经网络的映射数学模型。然后,在北斗卫星导航系统接收机信号失效情况下,将惯性导航解算信息作为网络输入,利用建立好的ABCBP神经网络预测输出校正量信息,以此来校正捷联惯导系统SINS(Strapdown Inertial Navigation System)。最后,通过飞机飞行半物理仿真实验验证该算法的性能。仿真结果表明,ABCBP神经网络算法在定位精度方面具有更加优越的性能。     

基于数据库和三维哈希表的运载火箭飞行时序自动判读技术

运载火箭每一次模拟飞行试验会产生大量的飞行时序,为了验证飞行过程的正确性,系统人员要花费大量的时间和精力进行判读,且由于受主观影响,判读的可靠性较低。本文以应用在某新型运载火箭控制系统中的飞行时序自动判读技术为背景,介绍了一种新颖的时序自动判读技术,该技术利用数据库和三维哈希表实现了时序的实时定位和全自动判读,不仅满足了时序在飞行过程中的实时自动判读需要,也为飞行结束后的分析提供了可靠的判读结论,减轻了时序判读人员的工作量,提高了箭上软件的可靠性。     

液体火箭上升段制导方法的发展综述

介绍了液体火箭上升段制导方法的发展历程。从飞行任务需求、控制计算理论、箭载计算平台3个角度，梳理了大气层内外上升段制导的开发背景和驱动力。在大气层外制导部分，介绍了迭代制导、动力显式制导和数值最优制导的工作原理、存在问题和改进策略。在大气层内制导部分，介绍了常用的摄动制导方法和降低气动载荷的减载控制策略，讨论了闭环轨迹优化在大气层内制导中的应用。最后，展望了上升段制导方法未来的发展方向，探讨了数值规划和机器学习技术在上升段制导中的应用前景以及制导方法的几个发展方向，如智能化、可靠数值化等。