高超声速飞行器平稳滑翔弹道设计方法

针对已知攻角和倾侧角的高超声速飞行器平衡滑翔再入问题,提出了满足纵向加速度变化率最小的平稳滑翔弹道概念,并给出了平稳滑翔弹道设计方法.首先采用正则摄动的方法对高度动态微分方程进行求解,获得了精度较高的平稳滑翔高度、弹道倾角和纵向加速度解析解.然后对平稳滑翔弹道的动态特性进行了分析,结果表明该弹道具有自然稳定性和弱阻尼性.进一步给出了弹道振荡的自然频率和阻尼表达式,其中自然频率仅与速度相关,而阻尼则与速度和纵向升阻比相关.最后,通过比较高度偏差的比例反馈、微分反馈和比例+微分反馈3种方案,得出纯微分反馈是实现平稳滑翔的最佳方案,并给出了定阻尼微分反馈系数的表达式.仿真校验表明:该方案具有控制平滑、弹道振荡收敛速度快及鲁棒性好等特点.      

不确定条件下高超声速俯冲弹道鲁棒优化

针对俯冲段不确定性因素所导致的弹道偏差和落点精度问题,研究了一种增强弹道抗干扰能力的高超声速滑翔飞行器俯冲攻击鲁棒弹道优化方法。首先建立了考虑模型偏差、阵风干扰等不确定性因素的滑翔飞行器俯冲段运动数学模型;其次,推导了不确定条件下滑翔飞行器运动模型的雅各比矩阵解析表达式,得到了基于线性协方差分析法的系统误差传播方程;最后,建立了不确定性条件下的俯冲段弹道优化模型,并应用高斯伪谱法对该弹道优化问题进行求解。仿真结果表明,与不考虑不确定性因素影响的弹道优化方法相比,本文方法可有效提高高超滑翔飞行器俯冲弹道抗干扰能力,且抗干扰能力随着权重系数值的增大而增强。     

动力增程型高超声速飞行器的再入轨迹规划

为研究飞行过程中的动力装置启动时刻及燃料消耗情况,对轨迹进行优化,进而提出一种动力增程型弹道的再入模式。推导Sanger弹道的解析解,分析得到高超声速飞行器再入航程最优所必须的迎角及初始速度取值条件等相关前提,利用该结论设计动力装置的启动方式使航程最远、燃料利用率最大。将轨迹设计为Sanger弹道和拟平衡滑翔弹道相结合的混合弹道:再入前期利用助推器间隔点火的方式形成等高类周期跳跃弹道以保证足够远的航程; 再入后期采用拟平衡滑翔弹道,将最优控制问题转化为复杂多约束非线性规划问题,性能指标综合考虑了轨迹平滑和航程。仿真实现了所提出的动力增程型再入弹道; 并在燃料充足、弹道倾角取值合适的条件下,得到“打水漂”弹道形式,该弹道能量损失极慢,具有足够远的飞行能力。仿真表明,与不同点火方式及求解方法得出的弹道相对比,所提动力增程型再入弹道具有3.47~3.84倍的航程、1.04~1.18倍的末端动能以及4.47~15.79倍的燃料利用率。      

高超声速飞行器平稳滑翔弹道扰动运动伴随分析

针对高超声速飞行器平稳滑翔弹道扰动运动问题,研究了伴随仿真方法及其应用。首先,利用伴随系统的数学定义式,从新的角度给出了伴随仿真方法的统一解释,包括误差预算性质和伴随一次仿真结果一般意义;对于随机线性系统,导出协方差分析的伴随。然后,在滑翔动力学建模和平稳滑翔弹道定义基础上,得到了平稳滑翔弹道定义的一致性;建立初始状态和气动力存在干扰的动力学模型,并在小扰动假设下得到标准平稳滑翔弹道附近的线性化微分方程。最后,通过伴随仿真算例,分析了确定性常值小扰动和随机扰动对平稳滑翔弹道的终端状态的影响,同时对比非线性仿真和蒙特卡罗仿真,结果吻合;伴随仿真方法的计算效率优势明显。      

阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导

针对升力式飞行器的滑翔段制导问题,提出一种阻力和升力加速度指令在线快速解析与跟踪制导方法。通过一维质点运动学解析并加权直接得到阻力加速度指令。引入虚拟目标和伪视线角的概念,将比例导引应用于滑翔段得到升力加速度指令。利用阻力加速度和攻角的单调性关系, 通过改变攻角跟踪阻力加速度指令。倾侧角用于辅助跟踪阻力加速度指令,满足给定条件后切换至跟踪升力加速度指令。航迹方向角的控制通过倾侧角按反转走廊边界改变正负号实现。动压、热流、过载等约束可通过相关敏感参数的设计得到满足。所提方法不依赖参考轨迹和攻角剖面,计算量小,可实现对终端速度和终端高度的高精度控制。      

基于在线约束限制的飞行器预测校正制导

针对传统预测校正算法在再入过程中弹道性能与约束无法保障等问题,提出了一种基于倾侧角参数化的离线弹道优化与在线预测校正相结合的再入制导方法。基于平衡滑翔条件对过程约束进行分析,并证明了倾侧角剖面对射程的单调性。离线部分通过控制量参数化(CVP)方法构建控制模型,并使用序列二次规划(SQP)方法对弹道进行优化,从而大幅度提高弹道性能。在线部分利用Gauss-Newton法实时对弹道进行迭代求解,得出满足终端约束的倾侧角剖面,引导飞行器平稳、精确地飞向末端能量段并满足射程约束,Gauss-Newton法求解弹道具有收敛速度快、精度高的特点。针对高升阻比飞行器导致平衡滑翔条件难以成立以及飞行过程中的强干扰使约束超出的问题,提出了一种约束限制方法,对再入时的过程约束进行了有效的保障。仿真结果表明,本文方法对投放偏差、飞行器参数与大气模型等不确定因素具有良好的鲁棒性,对弹道性能的保障具有工程应用价值。     

高超声速滑翔飞行器地形匹配辅助导航方法研究

高超声速滑翔飞行器滑翔飞行高度在30 km以上,大气极其稀薄,传统采用气压高度计的地形匹配辅助导航方式将无法正常工作。为实现高精度地形匹配,在分析匹配算法对地形常值误差不敏感的基础上,详细论证了基于惯性系统解算绝对高度方案,并对比分析了将短时滑翔段弹道简化为等高飞行方案。在捷联惯性导航系统（SINS）误差模型基础上,结合高度通道方块图,通过拉普拉斯变换,建立了惯性系统高度通道短时稳定性解析模型,并以CAV-H为研究对象建立数值仿真环境。仿真结果表明,解析模型精度较高,基于SINS解算绝对高度能够满足地形匹配辅助导航系统精度要求,优于气压高度计正常工作时的精度。      

蜻蜓爬升过程间歇性拍动飞行现象的数值研究

采用数值模拟方法研究了蜻蜓双翼做间歇性拍动运动时的气动特征。计算结果表明,在所研究的雷诺数工况下(Re=157),模型翼的平均升力系数和平均推力系数随着间歇占比的增大而减小,前段下降较快,中段下降平缓,后段下降至零。其中平均推力系数受到的影响相对平均升力系数更大,当连续飞行转变为间歇性飞行时,短暂滑翔初期和短暂滑翔稳定阶段均大幅削弱推力系数,共占42.7%;而对于升力系数,短暂滑翔稳定期对升力系数的削弱作用很大,占41.4%,但短暂滑翔初期却对平均升力系数的提高贡献8%。间歇拍动飞行能够提高蜻蜓飞行的升推比,当滑翔时长占间歇飞行周期之比为0.3时,平均升推比接近为1。     

基于能量的高超声速飞行器再入混合制导方法

针对大升阻比高超声速飞行器滑翔再入制导问题,提出一种基于能量的混合制导方法.建立以能量为自变量的三自由度运动学方程,利用拟平衡滑翔特性将过程约束转换成倾侧角约束.纵向制导在初始下降段采用固定数值倾侧角飞行,在拟平衡滑翔段基于剩余航程随能量单调变化的特性将标准轨迹进行分段,然后分段进行在线预测校正制导.侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的倾侧角反转逻辑,以保证侧向制导精度.分析研究和仿真结果表明该方法易于实现,有效减小了制导指令的解算时间,制导和落点精度高,且对再入初始偏差及过程扰动不敏感.      

基于在线气动参数修正的预测制导方法

针对高超声速滑翔飞行器,提出了一种基于在线气动参数修正的预测制导方法.研究了再入过程中受到的各种飞行约束,给出了多约束下控制量设计的基本方案.分析了传统预测制导法在落点预测过程中存在的气动参数偏差影响,引入综合升力系数与综合阻力系数,并对其进行在线参数估计以及参数修正,以提高制导方法的适应性.基于气动参数修正方法,完成了纵向与横侧向制导律设计.设定较大的轴向力、法向力系数组合偏差对该方法进行了验证,并考虑再入初始条件和再入气动参数的不确定性,进行了蒙特卡洛仿真.结果表明:预测制导法中引入气动参数的在线估计与修正环节,可保证其制导精度,尤其对再入过程的气动扰动具有较强的适应能力.     

基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的自适应再入制导方法

针对高超声速飞行器非标称再入飞行任务的高精度自主制导问题,研究了一种基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的全自主自适应制导方法.该方法基于拟平衡滑翔条件与高精度的规划模型在线生成满足多路径约束的参考轨迹,在跟踪参考轨迹时引入符号函数法在线计算线性二次调节器的反馈增益矩阵,以获得高精度的自适应跟踪律.最后通过远程、近程两种工...     

一种高超声速滑翔再入在线轨迹规划算法

为了提高滑翔再入飞行器响应动态任务的能力并提高其制导系统的鲁棒性，建立了高超声速滑翔再入轨迹规划问题的一种在线求解算法。该算法以一列凸子问题来逼近原问题。通过选择以弧长为自变量并引入对数速度代替速度作为状态，使得动力学方程的非线性大为减弱，同时使动压和热流约束完全成为线性约束。通过使用类似于混合整数规划中割平面的思想处理禁飞区约束，尽可能避免了不必要的计算。通过直接以气动系数和大气密度的乘积作为控制量，构造伪线性控制模型，进一步减弱非线性。非凸约束被适当松弛，以保证子问题的可行性。为了避免过度松弛，利用离线给定的高度和速度上下边界估计对应的参数，以加速收敛。以X-33再入任务为例验证了所提算法的有效性。该算法可以以简单的常值函数为初值并在数次迭代后收敛。      

平面并联机器人的轨迹控制与在线监控

提出了三自由度平面并联机器人的运动学控制方法,通过逆向运动学求解实现对机器人的轨迹规划;提出完成并联机器人在线监控的2个步骤:首先利用解析法实现并联机器人的正向运动学分析,再综合运用二分法和插值法进行正解的在线计算.还研究和完成了基于PC的模块化机器人控制系统设计,该设计主要包括使用C+ +语言完成并联机器人运动学控制算法编程和设计基于PMD(Performance Motion Devices)的模块控制器.该控制系统在三自由度模块化平面并联机器人上进行了演示,并将在MATLAB下实现的数值法与C+ +语言编写的解析法进行了比较,其结果验证了运动学算法和运动控制器的性能.      

串并混联空间机械臂全自由度轨迹规划算法

目前,国内外对串并混联空间机械臂的研究较少;而且大多在舍弃冗余自由度的情况下进行轨迹规划.针对7自由度串并混联空间机械臂,提出了一种基于解析解、并且充分放开全部7个自由度的机械臂轨迹规划算法.该规划算法既扩大了串并混联空间机械臂的规划可达空间,又保证了规划的实时性,同时还保留了结构承载能力强的优点,可以充分发挥其作为空间抓捕用臂的优势.通过仿真和地面空间操作抓捕试验,验证了算法的有效性.     

变构型多操纵面RLV进场着陆轨迹优化设计

针对变构型多操纵面可重复使用飞行器(RLV)的进场着陆问题,提出了一种进场着陆轨迹设计方法.将进场着陆轨迹分为深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹;考虑了气动舵面可操纵偏转限制及深下滑拟平衡约束条件,对深下滑着陆轨迹进行了优化设计;考虑了RLV气动舵面调节余量和构型变化过程,以起落架放下时间、拉平法向过载及接地状态为约束,基于RLV动力学方程,采用轨迹推演的方法对拉平着陆轨迹进行了优化设计.深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹组成完整的进场着陆轨迹,所设计的着陆轨迹综合考虑了多种约束条件,提高了着陆过程平稳性和安全性.