吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题，首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异，分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究，提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型，将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题，进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计；在此基础上，结合轨迹线性化控制方法，开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究，给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则，最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。     

空气涡轮火箭发动机研究的进展及展望

空气涡轮火箭发动机是适用于临近空间飞行器的吸气式组合动力装置,具有大空域、宽速域的特点,受到了世界各军事大国的重视。综述了空气涡轮火箭发动机的技术特点和国内外在这一领域的发展现状,对其研究中存在的技术难点和发展前景进行了分析讨论。     

高超声速飞行器起飞质量的解析估算

基于火箭助推的发射方式,推导出弹道式飞行器、高超声速助推-滑翔飞行器及高超声速助推-巡航飞行器的起飞质量与航程、燃料比冲和载荷之间的解析关系,为总体设计初期快速估算飞行器起飞质量提供了方法。基于此,比较了3种飞行器的起飞质量载荷比。结果表明,助推-巡航飞行器性能最优,助推-滑翔飞行器性能居中,弹道式飞行器的性能最差。     

涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析

针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理可行性,建立了其热力循环分析模型.利用该模型在典型弹道上对ATR、SPR和TSPR的...     

滑跃式高超音速巡航飞行器设计初步研究

在分析国外滑跃式高超音速巡航飞行器的发展现状基础上,提出了高超音速巡航飞行器的概念设计,对滑跃式高超音速巡航飞行器总体方案提出了设想。选择乘波构型建立了滑跃式高超音速巡航飞行器的气动布局,采用Euler方程数值解法Dahlem-Buck公式和切楔法对气动布局的亚、跨、超、高超音速气动特性进行了计算分析。由结果可见,建立的气动布局可满足总体方案设想中飞行任务要求。对滑跃式高超音速巡航飞行器的动力技术进行了初步研究,分析了采用火箭基组合循环发动机(RBCC)方案所需的燃料消耗。由初步分析计算结果可见,对于Ma≈10的滑跃式高超音速巡航飞行器,采用RBCC作为推进系统,可满足总体方案的技术要求。     

组合循环动力系统面临的挑战及前景

介绍了组合循环动力系统的基本原理和类型,分析了其关键技术和潜在用途,提出了关键技术突破的途径。TBCC（涡轮基组合循环）动力系统是未来两级入轨运载器第一级最有希望的动力系统,并在高速飞机和巡航导弹上有良好的应用前景,RBCC（火箭基组合循环）动力系统有可能在临近空间高速飞行器中得到应用。     

吸气式高超声速飞行器爬升段关键任务点的鲁棒优化

针对吸气式高超声速飞行器爬升段飞行任务，考虑飞行器气动/推进特性及参数不确定性问题，采用鲁棒优化思路，结合巡航性能指标，优选了飞行器爬升段的关键任务点。首先，由能量状态法结合发动机工作约束，确定了飞行器的爬升起始任务点；其次，依据飞行器巡航性能分析方法，提出了兼顾气动/推进效率的性能指标，优化得到了高超声速飞行器爬升末端任务点；最后考虑飞行器质心位置的不确定性，采用鲁棒优化方法确定了爬升段末端的飞行任务窗口。仿真结果表明，设计的优选流程快速可行，飞行任务窗口能同时满足飞行器的巡航飞行性能要求及不确定性最坏情况的约束，具有较强的鲁棒性。     

粉末燃料冲压发动机研究进展

粉末燃料冲压发动机采用高能金属或硼粉为燃料,兼具液体燃料冲压发动机推力可调、比冲高及固体火箭冲压发动机安全可靠、结构简单等优点,尤其是固体/粉末或液体/粉末燃料组合冲压发动机,粉末燃料的加入不仅可大幅提高传统冲压发动机的比冲等性能,还能改善并增加其原有功能,是极具发展潜力的新一代导弹动力装置之一。针对粉末燃料冲压发动机及其相关研究领域的发展现状进行了概述分析,并以此梳理出粉末燃料供给、发动机燃烧组织、发动机点火等粉末燃料冲压发动机主要关键技术,同时对发动机技术提出了高性能粉末燃料研究、冲压空气作为驱动流化气可行性研究、发动机快速响应和环境适应潜力及工作可靠性研究等几点研究展望。通过对粉末燃料冲压发动机相关研究技术进行综述梳理,明确了其研究的重点和难点,为发展高性能冲压发动机提供了一定参考。     

关于RBCC动力系统的思考

回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。     

固体动力智能化发展技术展望

固体火箭发动机的智能化发展可使其具备自感知、自适应的特点,从而满足推力可调、可多次启停、跨域长时间工作的未来飞行器动力需求。综述了三种具有智能化特点的固体动力研究进展,通过对多模态跨介质组合动力、固体火箭超燃冲压发动机、智能可控固体发动机的工作原理及性能优势进行分析,明确了其未来发展的关键技术,并对其未来发展趋势和应用方向提出了建议。     

采用Gauss伪谱法的小推力日-火Halo轨道转移优化设计

针对日-地Halo轨道到日-火Halo轨道的小推力轨道转移问题,给出一种基于不变流形理论和Gauss伪谱法的优化设计方法。首先,在日心惯性坐标系中建立小推力轨道优化模型,并基于不变流形理论给出轨道转移中流形出口和入口的选择原则,应用该原则在日-地系统中选择流形出口,在日-火系统中选择流形入口,并将其作为轨道转移的初末状态;然后基于Gauss伪谱法将最优控制问题离散化为非线性规划(NLP)问题,并采用基于逆多项式的形状算法给出了NLP初值的计算方法;最后对该轨道转移问题进行了数学仿真。仿真结果表明：Gauss伪谱法可有效用于小推力日-火Halo轨道转移的优化,且采用逆多项式形状算法得到的初值具有初始误差小,使得NLP收敛速度快的特点。     

基于在线轨迹优化的运载火箭可重构制导方法（英文）

In order to improve the safety and reliability of a launch vehicle, we present a reconfigurable guidance method based on online trajectory optimization for thrust decrease at the ascending stage of the launch vehicle in this paper. We used a multiple shooting method to convert the optimal control problem into a nonlinear programming(NLP) problem. Finally, we used the interior point method to solve the NLP problem. The simulation results show that the method can effectively adapt to thrust decreases by 5% and 10%. This reconfigurable guidance method based on online planning is proposed to realize launch missions under the condition of power descent, thus verifying the feasibility of the method.     

基于Gauss伪谱法的多UAV协同航迹规划

将伪谱法应用于多无人飞行器（Unmanned Aerial Vehicle, UAV）协同航迹规划,给出了基于Gauss伪谱法（Gauss Pseudospectral Method, GPM）的多UAV协同航迹规划方法。根据UAV的物理特性,结合协同规划的要求,建立了多UAV协同规划的最优控制模型。此模型包括UAV机动性能约束、路径约束、多UAV协同打击约束和集结区约束;利用GPM将最优控制问题转化为非线性规划问题,并用非线性规划软件求解。仿真结果表明,该方法能够满足多UAV的协同规划要求,具有较高的求解精度。     

嫦娥五号探测器多圈调相地月转移应急轨道设计与分析

针对嫦娥五号任务上升段末期火箭二级发动机可能出现的提前关机故障造成入轨半长轴偏差较大和中途修正速度增量超限问题,提出了多圈调相地月转移轨道应急控制策略.首先,分析了不同入轨半长轴偏差、中途修正时刻与中途修正速度增量消耗之间的关系;其次,针对半长轴偏差较大问题,基于微分改正算法与B平面参数,设计了解析窗口搜索与多圈调相地...     

吸气式高速飞行器爬升-巡航轨迹在线优化

针对吸气式高速飞行器的大气层内爬升和巡航飞行段,进行了在线轨迹优化设计。与传统的爬升段结合定高定速巡航轨迹形式不同,采用优化的方法得到的轨迹能够保证性能指标的最优性。首先,将轨迹优化问题建模为非线性最优控制问题,控制量包括攻角、倾侧角以及燃油当量比。然后,对问题的非线性进行了处理,将变量进行离散化,得到凸优化问题。分析了飞行器的气动和推力特性,设计了优化变量的初始参考。最后,设计算法的外环迭代策略,将每一次求得的解作为参考轨迹进行下一次迭代计算。数值仿真结果表明,该方法能够解决吸气式高速飞行器爬升巡航段轨迹优化问题,并且求解时间满足在线轨迹优化要求。     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹快速、高精度优化

针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题，提出一种基于稀疏差分法和网格细化技术的快速、高精度求解方法。该方法应用局部配点法将再入轨迹优化问题转化为非线性规划(NLP)问题，从两方面提高轨迹优化的效率和精度。一方面，引入一种高效的稀疏差分法计算NLP的一阶偏导数，提高NLP的求解效率；另一方面，提出一种基于新型广义二分网格的网格细化算法调整离散节点的数量和分布，使得方法能够采用较少的节点数目取得较高的优化精度，从而减小NLP的规模和计算量。应用该方法求解了高超声速滑翔再入轨迹优化问题，仿真结果表明所述方法能够快速生成一条严格满足各种约束的最优三维再入轨迹。在此基础上，研究了滑翔飞行器的再入落点区范围，进一步检验了该方法的有效性。     

固推约束下的火星表面起飞上升制导律设计

针对受固推约束的火星上升器(MAV)起飞上升问题，设计了上升段、无动力滑行段、入轨段三段式火星表面起飞上升全过程制导策略。首先，根据实际任务需求进行了上升器标称轨迹优化。其次，在上升段引入了阿波罗制导方法，通过类攻角和类侧滑角的控制实现对标称轨迹的跟踪。为减少上升段末端偏差对无动力滑行段与标称轨迹间误差的影响，提出了一种通过调整倾侧角改变上升器所受气动力进而控制飞行轨迹的技术路线，并设计了相应的滑模制导律。另外，兼顾固推发动机的能量管理需求，针对入轨段设计了Lambert制导策略，并参考标称控制量对其进行修正，使得上升器能够在控制能力有限的情况下完成较高精度的入轨。最后，通过典型场景火星表面起飞上升全过程数值仿真验证了所设计策略的有效性和鲁棒性。     

载人登月绕月自由返回轨道与窗口精确快速设计

针对载人登月任务背景及工程约束,提出一种轨道与窗口一体化设计方法。通过两次坐标转化,将自由返回轨道设计参数解耦为近月点独立变量。在双二体假设下,通过4段二体轨道拼接完成自由返回轨道初值快速搜索及匹配近地停泊轨道(LEO)面的月窗口,其结果作为下一步采用序列二次规划（SQP）迭代求解高精度动力学模型轨道参数的初值,在该条精确轨道近月点时刻90 min邻域内产生可以匹配LEO地月转移入轨相位的零窗口轨道。算例表明,该流程能够精确快速地完成具有复杂任务背景及苛刻工程要求的载人登月绕月自由返回轨道与窗口设计问题。     

基于Gauss伪谱法的固体运载火箭上升段轨迹快速优化研究

研究Gauss伪谱法在多级固体运载火箭上升段轨迹快速优化设计中的应用。针对多
级固体运载火箭上升段轨迹优化的特点,研究了求解多阶段最优控制问题的Gauss伪谱法,
引入连接点概念处理间断点,设计了边界控制变量计算方法。为进一步提高轨迹优化速度,
设计了含初值生成器的Gauss伪谱法串行轨迹优化策略,实现了固体运载火箭上升段轨迹快
速优化。仿真结果表明,采用提出的优化方法优化一条上升段轨迹所用时间为2~3分钟,终
端约束和路径约束均得到很好满足,算法求解精度高,对初值依赖性小,设计的边界控制变
量计算方法可行。