变质心飞行器姿态与弹道性能分析

对变质心飞行器的姿态和弹道性能进行了分析.根据变质心控制原理得到飞行过程中总配平攻角表达式.从该表达式中获得影响姿态的滑块参数,并分析了这些参数对总配平攻角的影响;从气动力矩的角度分析滑块参数对滚动角的影响;根据配平状态下所受到的横向过载,分析了滑块参数对弹道机动能力的影响.分析结果表明,滑块质量比对姿态和弹道的影响最大,质量比增大20%攻角和弹道落点偏差分别增加38%和36%;其次是横向偏移量;最后是轴向安放位置.     

基于布局优化的飞行器变质心控制性能研究

研究了变质心再入飞行器的控制性能。对力矩的分析发现活动质量体配置于弹体质心处能降低相对运动对飞行器的影响,且飞行器三通道间的动力学耦合也将减轻。将活动质量体配置在弹体质心以优化变质心控制结构布局,并设计姿态控制律,比较了布局优化和未优化的姿态响应和滑块运动。结果表明:采用布局优化不仅能提高变质心控制的操纵性,改善姿态响应的动态品质,而且滑块的运动品质也得以改进。     

高超声速飞行器非线性自适应姿态控制

分析了影响高超声速飞行器姿态运动的关键要素和不确定性,提出了包括动压关联输出变换、非线性黄金分割自适应控制律Ⅲ、积分器以及可选择的前馈控制在内的一种高超声速飞行器姿态控制新方案,解决了飞行过程中气动动压快速变化对姿态控制系统稳定性和控制精度影响的问题,提高了系统对关键参数不确定性如气动参数偏差、气动阻尼系数偏差、大气密度偏差、惯量偏差以及初始条件偏差的鲁棒性和适应性;所提方案用于高超声速飞行器再入过程高度、速度快速变化导致动压急剧变化的下压段的姿态控制系统设计中。仿真结果表明,在标称和多种偏差组合条件下,性能指标满足要求,控制量满足约束条件。     

滚控式变质心飞行器动力学特性分析与控制

为明确滚控式变质心飞行器的控制机理，为其工程实践提供相应的理论参考，建立包含滑块运动的滚控式变质心飞行器七自由度完整动力学模型，并分析讨论其运动特性以及动力学系统的特点。其次结合频域分析法对滑块运动与载体姿态运动之间的耦合影响以及动态响应过程进行分析研究，揭示了滚控式飞行器的控制机理。同时针对其通道间的耦合效应以及执行机构参数设置对控制能力的影响分析提出了对飞行器结构设计和控制系统设计的相关要求，为滚控式变质心飞行器的工程实践提供一些理论参考。     

基于自适应滑模的变质心再入飞行器控制律设计

建立了有纵向单滑块的变质心再入飞行器系统控制模型。对该有输入非线性的快时变多体系统,考虑系统存在参数不确定等因素的影响并将完整的活动质量体动力学环节置入姿态控制,基于滑模控制理论设计了俯仰姿态跟踪鲁棒控制系统。在参数不确定性条件下对飞行控制系统进行了仿真。结果表明：设计的控制律可实现对指令角度和指令位置有效、快速、稳定...     

飞行器变质心控制及性能分析

在合理简化基础上,推导了滑块运动与飞行器姿态角运动之间的关系,分析了配平攻角产生机理及条件;同时还深入分析了轴向位置、横向偏移量、质量比等滑块结构参数对配平攻角的影响;以及不同配平条件下弹道落点偏差情况。结果表明,气动阻力与系统质心偏移弹体纵轴是产生配平攻角两个必要因素,系统静稳定是产生配平攻角的前提条件;轴向位置决定了系统静稳定裕度,与配平攻角呈反比关系;横向偏移量改变控制力矩的力臂,与配平攻角呈正比关系;质量比对力臂和系统静稳定裕度均有影响,与配平攻角呈线性或非线性正比关系;变质心控制能力主要体现在低空段。     

基于混合灵敏度下H∞控制在三滑块质量矩导弹上的应用

由于质量矩导弹是一个具有非线性和模型不确定性的多变量系统，为了进一步提高控制系统的鲁棒性，对三滑块质量矩导弹进行了鲁棒控制系统的研究。以所建立的质量矩导弹数学模型为基础，通过对模型合理的简化，得到一个耦合的非线性动力学系统，考虑到质量矩导弹的鲁棒性要求和三个滑块的协调控制问题，在混合灵敏度控制的基础上，采用H∞控制理论对导弹进行姿态控制系统的研究，仿真结果验证了这种方法的有效性。     

质量矩拦截弹的模糊滑模姿态控制系统设计

质量矩控制是一种全新的飞行控制方法，与广泛应用的空气动力控制相比，可以避免飞行器在超高马赫数飞行时舵面的气动加热问题，而且可以提高飞行器的机动性和敏捷性。以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，通过对模型合理的简化，得到一个耦合的非线性动力学系统，考虑到系统的鲁棒性要求和三个滑块的协调控制问题，利用滑模控制设计了拦截弹大机动飞行时的姿态控制系统，同时采用模糊逻辑算法抑制系统的抖振现象。仿真结果表明系统性能指标满足设计要求，只需微调滑块位置，即可以实现拦截弹的姿态控制。     

基于自适应动态逆的高超声速飞行器姿态复合控制

考虑高超声速飞行器再入过程中存在气动舵低效的问题,提出了质量矩/气动舵复合控制方式,研究了这两类执行机构的复合控制分配问题,并针对高超声速飞行器强非线性和不确定性的对象特性,基于神经网络方法设计了自适应动态逆姿态控制系统。首先给出了质量块配置原则以及质量矩/气动舵复合控制模型;其次,为获得良好的控制分配精度并保证较小的执行机构能耗,基于二次规划方法设计了质量矩/气动舵复合控制分配策略;再次,利用神经网络权值的自适应调整来逼近系统中存在的不确定性,补偿动态逆误差,设计了基于神经网络的自适应动态逆控制器。最后,通过仿真验证了文中控制分配策略和自适应动态逆方法的有效性。     

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.     

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.     

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.     

重复使用运载火箭精确回收滑模动态面控制

针对可重复使用运载火箭一子级再入垂直着陆阶段，利用滑模动态面控制(SMDSC)技术设计了一个精确垂直回收控制策略。首先考虑运载火箭的燃料消耗、质心变化及转动惯量摄动等特点，建立运载火箭一子级返回段动力学模型。然后针对范数有界的不确定性和有界连续的未知干扰，设计一个滑模状态观测器和一个自适应参数估计器用于获得其估计值；随后，基于获得的状态估计值和未知参数估计值，设计了一个基于自适应动态面技术的跟踪控制律。最后，通过数值仿真，对比两种不同控制策略下的运载火箭垂直返回姿态角跟踪能力。结果表明，采用本文提出的自适应滑模动态面控制策略具有更好的跟踪效果.     

空间机械制冷机微振动研究

机械制冷机广泛应用于空间红外遥感器中,由于其中存在运动部件,因此工作过程中不可避免地会产生振动,是卫星在轨状态下影响光学遥感器成像品质的重要振动源之一。文章对空间机械制冷机的微振动问题进行了研究,建立了线性驱动对称布置压缩机以及斯特林膨胀机的力学简化模型;分析了2个对置活塞的质量、阻尼、刚度偏差与压缩机整体的振动输出之间的关系,仿真分析结果表明,压缩机整体的振动输出对阻尼的偏差最为敏感;对3种常用制冷机微振动测量方法进行了介绍,对比了3种方法的优缺点,指出扰振力的测试方法对于空间遥感器领域较为适用。     

三维变质心非交互控制的可实现性分析

为解决变质心三通道姿态跟踪问题,研究了三维变质心非交互式控制问题的可实现性。首先,基于矢量力学建立了变质心飞行器的仿射非线性模型;其次,通过推导和分析系统的解耦性矩阵,研究了三维变质心非交互控制的可解性问题,其间定义了变质心非交互控制的直接解耦性矩阵、奇异集及奇异特征参数,给出三种变质心非交互控制实现性类别及按照奇异集进行分类的判断方法;最后,通过数值分析和符号运算研究了变质心总体参数对奇异特征参数的影响,并从中得到了一些有用的结论。本文的研究揭示了变质心非交互控制可实现性的主要影响因素,并为变质心总体参数的优化设计提供了参考。     

Optimization of entry-vehicle shapes during conceptual design

During the conceptual design of a re-entry vehicle, the vehicle shape and geometry can be varied and its impact on performance can be evaluated. In this study, the shape optimization of two classes of vehicles has been studied: a capsule and a winged vehicle. Their aerodynamic characteristics were analyzed using local-inclination methods, automatically selected per vehicle segment. Entry trajectories down to Mach 3 were calculated assuming trimmed conditions. For the winged vehicle, which has both a body flap and elevons, a guidance algorithm to track a reference heat-rate was used. Multi-objective particle swarm optimization was used to optimize the shape using objectives related to mass, volume and range. The optimizations show a large variation in vehicle performance over the explored parameter space. Areas of very strong non-linearity are observed in the direct neighborhood of the two-dimensional Pareto fronts. This indicates the need for robust exploration of the influence of vehicle shapes on system performance during engineering trade-offs, which are performed during conceptual design. A number of important aspects of the influence of vehicle behavior on the Pareto fronts are observed and discussed. There is a nearly complete convergence to narrow-wing solutions for the winged vehicle. Also, it is found that imposing pitch-stability for the winged vehicle at all angles of attack results in vehicle shapes which require upward control surface deflections during the majority of the entry.     

长征八号运载火箭减载效果评估及验证（英文）

LM-8 inherited mature modules from other launch vehicles, adapting the overall design through the combination of engine throttling, wind compensation and load relief control, so as to reduce the aerodynamic load during flight. This paper proposes a rapid evaluation method for load relief performance, which takes launch vehicle's characteristics, wind field, control parameters, aerodynamic deviation and structure deviation into consideration, and provides a quick estimation method for load relief performance. The load relief performance of the LM-8 launch vehicle estimated by this method achieved 10%-20% in pitch and 20%-40% in yaw. The specific results are related to parameter deviation, the altitude of wind shear and the relationship between wind direction and trajectory angle. Simulation results for a typical case with six degrees of dynamic freedom of flight proves that the comprehensive load relief performance would be between 14% to 34%, which is in line with the aforementioned method. In addition, simulation results indicate that the more severe the wind shear is, the better performance of load relief can be achieved.     

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.