飞行器机动飞行时发动机转子等变速运动的动力学特性研究

 建立了位于机动飞行器内单盘 Jeffcott转子系统的动力学模型,研究了飞行器飞行速度和加速度变化对飞行器内等加速、等减速两种等变速运行转子振幅响应曲线的影响,模拟了飞行器在垂直平面作正弦曲线轨迹运动时相应的响应曲线。结论表明飞行器的速度和加速度变化会改变飞行器内等变速转子的振幅大小和响应曲线趋势,飞行器在垂直平面作正弦曲线轨迹的机动飞行时,飞行器动作的幅度和周期的影响都很明显。对重力参数和不平衡参数的影响也作了研究。     

风洞虚拟飞行试验模拟方法研究

风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上,让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面,来实现较为逼真的模拟飞行器真实机动运动过程,进而达到探索其气动／运动耦合机理的目的。发展风洞虚拟飞行试验,其模拟方法是必须要解决的核心理论问题。针对某典型导弹,开展了铅垂平面内三自由度俯仰运动的开环控制和闭环控制飞行仿真模拟,分析了风洞虚拟飞行试验和真实飞行之间的主要差异及其影响,研究了风洞虚拟飞行试验的模拟方法。结果表明：对铅垂平面内的三自由度俯仰运动,采用俯仰角速度反馈的经典三回路自动驾驶仪闭环控制方式,风洞虚拟飞行试验能够较为逼真地模拟真实飞行过程。     

轴对称无人直升机的一种全向控制方法

针对轴对称构型的无人直升机,在速度控制回路的基础上,提出了一种能够保证飞行过程中航向恒定的全向控制方法。通过分析无人直升机的特征值分布、状态响应和操纵响应特性,得到无人直升机在对称轴的法平面内具有各向一致性,具备实现全向控制的条件。提出了将给定速度在对称轴法平面内进行分解,并考虑侧偏修正的全向控制规律。仿真试验表明,全向控制能够精确地跟踪给定航迹,保持飞行过程中的航向恒定,在不转动机体的情况下,实现向各个方向的飞行。方法也可推广到其他类似的轴对称飞行器。     

飞行器神经元控制系统的研究与设计

提出了一种基于神经元网络的飞行控制系统设计方法 ,该方法设计的神经元飞行控制器具有良好的鲁棒性 ,使飞行器在整个飞行包络内都能保持某种最优的操纵品质。给出的计算机仿真结果显示出神经元网络作为飞行控制器在处理飞行器参数大范围变化的非线性特性方面具有潜在的优良品质     

多飞行器再入段时间协同弹道规划方法

提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。     

众多临近空间飞行器的最优轨迹规划

针对众多临近空间飞行器在复杂飞行环境的最优轨迹规划问题,采用改进的动态规划法和基于共轭梯度法的多点边值组合算法求解了多目标优化问题,得到了全部飞行器的最优飞行轨迹.仿真结果表明,该算法能够在考虑多种环境条件约束和飞行器自身条件约束的情况下,快速规划出众多飞行器的最优飞行轨迹,具有一定的学术价值和工程应用价值.     

轨迹自动跟踪指令生成方法

介绍一种轨迹跟踪控制算法，可将空间三维／四维参考轨迹要求转化为飞机操纵指令，该算法根据参考轨迹点的位置、速度、过载及飞机实际位置、速度、姿态、过载，计算纵向和横向的操纵指令，控制飞机自动跟踪参考轨迹，是轨迹管理及综合飞行／推进控制的一项关键技术。     

基于样条曲线的机动弹头再入轨迹优化研究

使用三次样条函数拟合再入飞行器纵向运动轨迹,以样条曲线上的控制节点为优化参数,将再入轨迹优化问题转化为静态参数优化问题.最后以纵向平面内的最优轨迹为例,以终点速度最大和飞行时间最短为优化目标,采用基于Pareto定级排序遗传算法求解了在末端状态受约束的最优再入轨迹问题,验证了该方法的有效性.     

四倾转旋翼飞行器直升机模式操纵策略设计与验证

为解决四倾转旋翼飞行器直升机模式旋翼操纵冗余问题，建立了120 kg级四倾转旋翼无人飞行器飞行动力学模型，并依据不同操纵方式的功效变化进行操纵策略优选设计。应用串级PID控制理论设计了四倾转旋翼无人飞行器飞行控制系统，仿真分析操纵策略对姿态控制和轨迹控制响应的影响；用给定姿态指令和轨迹指令跟踪控制效果验证所设计操纵策略的合理性。研究结果表明：直升机模式下，纵向、横向通道用旋翼总距差动进行控制，航向通道用左右旋翼纵向周期变距差动进行控制时操控效率最高，控制响应快，且控制输出变化幅度小；面对外界风扰，使用该优选操纵策略，控制误差最小，抗扰性好。     

倾转旋翼飞行器的建模和操纵分配策略

针对倾转旋翼飞行器试飞样机建立了旋翼、机翼、短舱、机身、平尾、垂尾等部件的非线性气动模型和飞行动力学模型,研究了直升机模式、倾转过渡模式和飞机模式下的操纵特性,根据配平分析和小扰动线性化处理结果得到了不同飞行模式下的操纵效率,提出了一套适用于全飞行模式的操纵分配策略,解决了飞行控制随飞行模式变化出现的气动结构部件变化与操纵冗余的难题.利用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计不同控制律,有效降低了飞行控制器的设计难度.仿真验证了倾转旋翼飞行器飞行动力学模型的可信性和操纵分配策略的有效性.      

RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法

 火箭基组合循环（RBCC）的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明：(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段（Ma<2.0）消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。     

基于径向基神经网络干扰观测器的空天飞行器自适应轨迹线性化控制

 研究了一种自适应轨迹线性化控制策略并应用于空天飞行器(ASV)飞行控制系统设计。通过理论分析指明当前轨迹线性化控制方法(TLC)对系统中的不确定存在鲁棒性不足的问题。为了解决这一问题，首先研究了一种径向基神经网络干扰观测器(RDO)技术，严格证明了RDO对于系统中不确定因素具有良好的逼近能力。然后利用RDO输出得到一种新的基于RDO的自适应TLC控制策略。神经网络自适应律采用Lyapunov方法设计，保证了闭环系统所有信号有界。最后采用新方案实现了ASV飞控系统，仿真结果表明整个闭环系统在鲁棒性能方面得到很大提高。     

吸气式激光推进飞行器发动机特性分析

介绍了吸气式脉冲激光爆轰推进的环聚焦构形飞行器概念,建立了进气道流动模型;利用Chapman-Jouguet爆轰理论和Sedov自相似律,建立了冲量发生与推力传递模型,给出了冲量耦合系数及等效比冲与飞行参数、激光脉冲参数之间关系的解析表达式。计算了发动机冲量耦合系数及等效比冲随飞行高度、马赫数、入射激光强度和脉宽等因素变化的曲线,结果可为相关构形飞行器的弹道与激光器工作模式设计提供参考。     

基于T-S模糊系统的空天飞行器鲁棒自适应轨迹线性化控制

 基于T-S模糊系统提出了鲁棒自适应轨迹线性化控制(RATLC)方法。利用T-S模糊系统逼近未知干扰和不确定性因素，并采用Lyapunov方法设计了鲁棒自适应控制律。不论系统状态的维数和用于逼近不确定的模糊系统规则数为多少，整个系统仅有两个参数在线调整。理论分析证明了闭环系统所有信号一致最终有界。应用提出的控制方案设计了空天飞行器(ASV)飞行控制系统，并在高超声速飞行条件下进行了仿真验证，仿真结果表明了控制方案的有效性和鲁棒性。     

考虑控制系统故障的重复使用运载器轨迹优化

传统的重复使用运载器的制导系统与控制系统的设计是分开进行的。当运载器出现故障时,需要进行轨迹和控制的重构,故障下气动特性和配平能力的变化使得重构后的制导系统与控制系统难以良好匹配。考虑到控制系统对轨迹设计和优化的影响,通过将三自由度轨迹优化与多舵面控制分配结合,提出一种考虑控制舵面气动力和故障的重复使用运载器轨迹优化方法。仿真结果表明,多舵面控制分配算法可以将运载器故障下的配平能力转化为轨迹优化的约束条件,从而避免了传统三自由度轨迹优化方法结果无法被控制系统跟踪的可能性,并为制导与控制一体化设计提供参考依据。     

飞行器轨迹优化方法综述

飞行器轨迹优化是飞行器总体设计的关键环节,特别是在现代空间飞行器和高超声速飞行器设计过程中发挥着重要作用.在全面调研国内外现有轨迹优化技术的基础上,提出了飞行器轨迹优化新的分类方式,概述了多种飞行器轨迹优化的原理和应用,并详细分析了各自的优缺点和发展趋势.最后介绍了现在实际应用的多种轨迹优化软件.     

基于高斯伪谱法的吸气式高超声速飞行器爬升弹道优化研究

吸气式高超声速飞行器爬升弹道设计是其总体设计的一个重要问题。这里提出一种基于高斯伪谱法的弹道优化方法,用于解决该问题。以末端弹道倾角为性能指标,飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵平面弹道优化模型。通过高斯伪谱法对状态变量和控制变量进行离散,将最优控制问题转化为非线性规划问题,再利用序列二次规划算法对其进一步求解。仿真结果表明,该方法收敛域大,对初值不敏感,设计精度高,是吸气式高超声速飞行器方案弹道优化的重要方法。     

Neighboring optimal guidance for aeroassisted orbital transfer

A neighboring optimal guidance scheme for a nonlinear dynamic system is devised with stochastic inputs and perfect measurements as applicable to fuel optimal control of an aeroassisted orbital transfer vehicle. For the deterministic nonlinear dynamic system describing the atmospheric maneuver, a nominal trajectory is determined. Then, taking modeling uncertainties into account, a linear, stochastic, neighboring optimal guidance scheme is devised. Assuming the additive character of the stochastic effects, the optimal trajectory is approximated as the sum of the deterministic nominal trajectory and the stochastic neighboring optimal solution. Numerical results are presented for a typical aeroassisted orbital transfer vehicle     

多滑翔飞行器时间协同轨迹快速规划

从高超声速飞行器集群"探测-打击-评估"一体化任务需求出发,针对多滑翔飞行器时间协同再入轨迹规划问题进行研究,提出集群再入的协同形式及轨迹规划方案,基于改进序列凸化算法解决了再入总飞行时间的精确控制问题,从而实现滑翔段时间协同。首先,给出了滑翔飞行器集群的协同策略,将求解模型转化为协同时间的确定、协同时间约束下的轨迹规划子问题。将模型中的时间项误差等加入罚函数,提高了协同轨迹求解可行性。引入飞行路径角预设剖面作为软约束,并通过罚函数与信赖域自适应调整,以避免轨迹求解时的振荡问题,提高了序列凸化算法的收敛性。以CAV-H飞行器模型为例验证了算法的有效性,仿真结果表明,所提算法对初值的敏感性低,求解得到的再入总时间可调范围与伪谱法一致,轨迹规划结果的平滑性及计算时间均优于伪谱法。