可重复使用飞行器再入姿态的区间二型自适应模糊滑模控制设计

针对具有强非线性、多变量耦合特性的可重复使用飞行器（RLV），同时考虑模型参数不确定性和外界干扰对飞行器再入姿态跟踪的影响，提出了一种基于区间二型自适应模糊滑模的姿态控制方法。首先，建立飞行器再入动态模型，并基于反步思想将控制模型转化为姿态角和角速率相关子系统。其次，将模型参数不确定性和外界干扰视作子系统非线性项的一部分。再次，采用区间二型模糊系统逼近子系统非线性项，并结合自适应技术和滑模控制方法分别设计虚拟控制量和实际控制量。此外，引入一阶低通滤波器用以处理子系统虚拟控制律。通过Lyapunov方法的分析证明了闭环控制系统的稳定性，且飞行器姿态跟踪误差可收敛于原点附近的小邻域。最后，利用飞行器的数值仿真验证了所设计控制方法能有效跟踪飞行器参考指令，且对外界干扰有较强的鲁棒性。      

小不对称物体配平性能风洞实验研究

用阶跃响应法,在风洞中测量小不对称物体配平性能的实验原理、实验装置、数据处理及部分实验结果。 模型支承于空气静压轴承。在模型内部设有电磁机构,在一次吹风中,可以阶跃方式多次提供不对称量。由高精度、非接触的感应同步器数字测量模型俯仰角变化历程。用修正Newton-Raphson法处理数据,求出小不对称量引起的配平角δ_o、俯仰力矩C_mo和气动刚度C_ma、气动阻尼C_mq等参数。 对11°斜切锥,钝度比分别为0.06及0.16的模型进行了风洞实验。实验M数为33.5和4。实验结果表明,所采用的实验原理、设备及方法可提供较好的精度及分辨率。实验还求出了配平性能(δ_o,C_mo)以及C_ma,C_mq随M数的变化。     

印度洋上接“嫦娥”回家——远望3号船精确测控探月三期试验返回器顺利再入返回侧记

无边的夜空上繁星点点，笼罩着波涛汹涌的印度洋，一艘万吨巨轮--远望3号船像一叶孤舟乘风破浪而来。再过一个小时，探月三期试验返回器将飞临印度洋的上空，进入远望3号船的视野。     

航天飞机再入大气层的最大距离飞行

本文应用状态方程,最优升力控制方程和伴随方程的变分方程组,解出当航天飞机从再入高度到终态高度时,多次跳跃的最大距离飞行.计算表明,具有最优升力控制的最优轨迹的飞行距离最大,高度振荡较小,跳跃的次数较少,因而更适于高效率制导.最后还计算考虑了过载和最大热流等的约束。     

典型再入返回器气动特性对比与改进研究

返回器气动特性研究对宇宙飞船的研制起着先导和制约作用。文章对Apollo、CEV和类Soyuz这3种典型的轴对称钝头体再入返回器气动布局进行了气动特性的对比分析,发现与Apollo、CEV相比,类Soyuz外形的升阻比偏小,无法满足以第二宇宙速度载人空间再入返回的要求。在此基础上研究了几何参数（包括倒锥角和球冠半径）变化对类Soyuz外形返回器气动性能的影响规律,从中得到类Soyuz外形的改进方向,提出了一种以类Soyuz外形为基础的改进设计外形,并对该外形的升阻特性、稳定性和配平特性等相关气动特性进行了分析。研究表明通过对几何外形参数的调整优化来提高类Soyuz外形的升阻比,从而达到以第二宇宙速度再入返回的升阻比要求,这样的技术途径是可行的。     

再入轨迹多约束模型预测静态凸规划方法

针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。     

Sliding mode control based guidance law with impact angle constraint

The terminal guidance problem for an unpowered lifting reentry vehicle against a sta- tionary target is considered. In addition to attacking the target with high accuracy, the vehicle is also expected to achieve a desired impact angle. In this paper, a sliding mode control （SMC）-based guidance law is developed to satisfy the terminal angle constraint. Firstly, a specific sliding mode function is designed, and the terminal requirements can be achieved by enforcing both the sliding mode function and its derivative to zero at the end of the flight. Then, a backstepping approach is used to ensure the finite-time reaching phase of the sliding mode and the analytic expression of the control effort can be obtained. The trajectories generated by this method only depend on the initial and terminal conditions of the terminal phase and the instantaneous states of the vehicle. In order to test the performance of the proposed guidance law in practical application, numerical simulations are carried out by taking all the aerodynamic parameters into consideration. The effec- tiveness of the proposed guidance law is verified by the simulation results in various scenarios.     

航天器地面模拟设备发展综述

本文回顾了高超音速地面模拟设备发展过程，这里既包括模拟理论方面的问题，也包括设备设计与建造方面的问题。目前，各国都在积极改进现有地面模拟设备或设计新型设备，以推进航天技术的发展。     

科普走廊

[英国《焦点》月刊文章]题：问与答 问：我们能不能利用现有的技术移民火星？ 答：需要稍作调整。目前的一些技术能够帮助我们在火星上建立家园。首要的任务之一将是获得电能。核燃料密度很大,因此可以比较容易地运送到移居地。太阳能发电是另一种选择,但火星从太阳获得的能量只是地球获得量的一半左右,因此我们就需要大大改进的太阳能电池板。     

载人飞船再入轨道计算及升力控制规律的研究

介绍限载人飞船返回轨道的计算方法，讨论了当前流行的两种飞船再入制导的方法（标准轨道法和预测落点法），并且提出了一种新的预测落点法的纵向制导控制规律。通过仿真计算理到飞入的标准轨道，利用两种控制规律进行仿真计算，并对两种制导方法的结果作了比较。