基于解析剖面的时间协同再入制导

针对高超声速滑翔飞行器再入段时间协同制导问题，提出一种基于高度-速度剖面的预测校正协同制导律。首先在高度-速度剖面内设计了参考轨迹，利用两个轨迹参数在线预测剩余飞行航程和时间；通过数值算法校正两个轨迹参数以满足航程和时间约束并求取实际控制量，结合侧向航向角走廊实现了单飞行器的时间约束再入制导。在此基础上分析了飞行器的时间可调范围，针对多飞行器协同再入任务设计了协同飞行时间和协同策略，实现了时间协同再入飞行。该策略考虑到再入过程中的通讯困难，避免了弹间通讯，且充分利用了飞行器纵向动力学，时间可控范围较大，更加适用于实际的再入过程。仿真结果说明了时间约束再入制导律对时间的可控性和协同策略的有效性。     

基于单参数迭代的TAEM在线轨迹生成方法

针对大升力体轨道再入飞行器末端能量管理（TAEM）段制导控制能力强、末端约束不惟一的问题，将TAEM段分为动压跟踪和着陆预备2个阶段，设计了不同的纵向轨迹剖面，从而将TAEM段在线轨迹生成问题转化为单参数搜索问题。第1阶段设计标称动压剖面为纵向参考轨迹，使得飞行器过程约束得到保证。第2阶段纵向剖面设计为标称高度剖面，从而使得末端点高度和倾角约束得到保证。根据末端动压误差设计修正律，迭代修正第一阶段动压剖面，从而使得最终的纵向轨迹满足所有的状态约束。在线轨迹递推采用以时间为自变量的数值积分，递推过程引入闭环制导律，通过实时修正攻角跟踪纵向剖面，修正倾侧角跟踪地面轨迹，从而保证在线生成的轨迹符合物理特性，降低闭环制导难度。在考虑初期再入末端大范围状态散布情况下，数值仿真显示了所提算法的鲁棒性。     

基于滑模控制的剖面跟踪制导律

针对高超声速飞行器滑翔段的高精度制导问题，考虑复杂多约束条件以及干扰和不确定因素的影响，设计了一种基于全局积分滑模控制的剖面跟踪制导方法。首先，将多重约束转化为阻力加速度-速度（D-V）平面内的再入走廊；然后，以终端精度和总吸热量为性能指标，采用分段函数的形式优化设计出一条标准D-V剖面；再基于简化的动力学模型，推导得到关于阻力加速度微分和速度的二阶非线性模型；最后，基于滑模控制理论，设计全局积分滑模面和指数趋近律，获得控制量幅值大小，并结合侧向方位误差走廊确定控制量符号，从而实现对标准剖面的有效跟踪。采用CAV-H滑翔再入模型进行数值仿真，分析验证了提出的基于滑模控制的剖面跟踪制导律具有较好的跟踪性能和精度。     

基于NFTET的高超声速飞行器再入容错制导

针对以X-33为对象的三自由度高超声速飞行器,采用相邻可行轨迹存在定理(NFTET)设计了容错制导律以解决再入段执行器发生故障的轨迹重构问题。在标称情况下采用预测校正算法生成满足再入过程约束和终端约束要求的再入轨迹;当执行器发生故障时,飞行器气动参数、结构和舵面力矩都可能发生不可预测的变化,原先的轨迹不再满足制导要求,因此需要设计新型容错制导律。针对实际再入制导模型,基于NFTET设计容错制导算法对轨迹进行重构,得到满足故障情况下制导任务的可行轨迹。从仿真结果中可以看出,容错制导算法生成的新轨迹重新回到了约束范围之内,轨迹呈收敛趋势,使得高超声速飞行器从故障恢复到正常飞行状态,提高了飞行器的自主容错能力。     

新一代RLV再入弹道模糊控制研究

基于阻力与能量的关系,优化并设计了再入参考弹道。利用模糊控制技术,在线推导了轨道控制器的各项参数。仿真结果表明,基于阻力与能量关系剖面设计的再入轨道满足各项约束,成功地导引飞行器到达TAEM终端,而模糊PD控制器则能排除干扰,实时跟踪参考弹道。     

具有碰撞角约束的三维圆轨迹制导律

 针对再入飞行器带碰撞角约束的导引问题,设计了一种新型三维(3D)制导律。改进并扩展了圆轨迹导引算法,定义了2个圆轨迹跟踪误差变量。通过对导引任务的分析,提出闭环修正导引方法。在此基础上,对再入飞行器制导过程的动力学方程进行解析推导,设计出能适应再入飞行器速度大小变化的三维闭环圆轨迹制导律(3CCGL)。数学仿真结果表明:此制导律能导引再入飞行器沿终端约束方向精确命中目标;同已有算法相比,该制导算法优势明显,其导引的飞行路径短,终端碰撞速度大,并能实现大角度转向攻击,大幅提高再入飞行器的末段机动能力。     

探月返回跳跃式再入标称轨迹制导律

针对目前大多数跳跃式再入制导方案在初次再入段采用数值预测-校正算法存在的计算量较大、在线应用困难的问题,提出了一种新的跳跃式再入标称轨迹制导方案。整条标称轨迹通过离线轨迹规划算法得到。在初次再入段,采用非线性预测控制算法来跟踪阻力加速度-能量剖面,将预测跟踪误差表示为依赖于控制量的截断泰勒展开式,然后寻找使得特定目标函数最小的控制量。进入二次再入段,采用类似于阿波罗末段制导的线性反馈跟踪方式,PID控制器系数通过插值得到。最后,在考虑各种误差的情况下进行了500次蒙特卡洛仿真,仿真结果表明制导律的精度较高,鲁棒性较好。     

基于阻力加速度倒数剖面的再入轨迹规划与制导方法

针对升力式飞行器再入制导问题,提出了一种基于阻力加速度倒数剖面的在线解析规划与制导方法。首先将过程和终端约束转换成阻力加速度倒数形式的飞行走廊,采用三次样条函数描述倒数剖面。然后通过解析计算航程上下界,利用待飞航程在倒数剖面内的近似线性关系,以满足待飞航程为目标,迭代计算得到阻力加速度倒数剖面;在飞行过程中根据当前状态和实际待飞航程,周期性更新阻力加速度倒数剖面。通过对阻力加速度剖面的跟踪进行纵向制导,解算倾侧角指令;通过倾侧角反向来进行侧向制导,限制航向角偏差。实现了再入轨迹的在线快速生成与更新,并利用阻力加速度动态特性,将其与跟踪制导结合,提出的方法效率高,适应性强,有工程应用的潜力。     

高超声速飞行器时间协同再入制导

从饱和打击任务需求出发,针对多高超声速飞行器时间协同再入制导问题进行研究,提出时间可控再入制导律和协同再入制导架构,在改善现有制导律实时性、在线约束管理等性能的基础上,重点解决再入飞行时间不可知、不可控问题,最终实现时间协同再入飞行。协同再入制导结构分为两层,其中底层提出了基于神经网络的时间可控再入制导律,以实现再入飞行时间的可知性与可控性为目标;上层根据不同再入阶段特点设计相应的协调函数,生成时间协调信息。该结构适用于集中式或分布式的通讯结构,同时上层协调策略可以根据任务需要进行有针对性的设计与拓展。最后,通过仿真验证了时间可控再入制导律对时间的可控性和协同再入制导结构的有效性。     

基于神经网络的飞行器再入制导研究

论述了神经网络理论在飞行器再入制导方面的应用.在分析各方法优缺点的基础上,提出了一种基于广义同归神经网络(GRNN)模型的再入制导方法.神经网络通过一组选定的轨迹样本进行有导师训练,训练好之后作为控制指令生成器,输入为再入过程中飞行器的状态参数,输出为倾侧角控制量,迎角控制量则由迎角剖面给定.仿真结果验证了该方法在再入...     

飞翼布局无人机反演自抗扰姿态控制

针对飞翼布局无人机模型强非线性、大不确定性及多变量强耦合等问题,设计了基于块控反演控制技术的姿态控制律,并采用自抗扰控制中的线性扩张状态观测器实现了对模型总不确定性的估计。为解决因阻力方向舵舵效非线性以及舵环节指令跟踪延迟造成控制系统动态性能下降的问题,采用函数拟合法解算阻力方向舵舵偏指令,并利用二阶振荡环节对观测器进行抗时滞处理。仿真结果表明,所设计的姿态控制律能够使飞翼布局无人机准确跟踪姿态指令,并具备较强的鲁棒性与良好的动态性能。     

Disturbance observer-based robust guidance for Mars atmospheric entry with input saturation

With low-lifting capability taken into account,a robust guidance law for Mars entry vehicles with low lift-to-drag ratios,such as Mars Science Laboratory(MSL),is presented.Consider the nonlinear term in the drag dynamic equation and bounded disturbances as a lumped disturbance,and design a linear disturbance observer(DOB)to estimate it.With the consideration of the control input saturation,an innovative sliding surface and a virtual system are introduced to design the guidance law.Analyses of disturbance observer performance and Lyapunov-based transient performance are also presented.It is shown that the drag tracking error can be adjustable by explicit choices of design parameters.Simulation results confirm the effectiveness of the proposed guidance law.     

Three-axis coupled flight control law design for flying wing aircraft using eigenstructure assignment method

Due to elimination of horizontal and vertical tails, flying wing aircraft has poor longitudinal and directional dynamic characteristics. In addition, flying wing aircraft uses drag rudders for yaw control, which tends to generate strong three-axis control coupling. To overcome these problems, a flight control law design method that couples the longitudinal axis with the lateral-directional axes is proposed. First, the three-axis coupled control augmentation structure is specified. In the structure, a “soft/hard” cross-connection method is developed for three-axis dynamic decoupling and longitudinal control response decoupling from the drag rudders; maneuvering turn angular rate estimation and subtraction are used in the yaw axis to improve the directional damping. Besides, feedforward control is adopted to improve the maneuverability and control decoupling performance. Then, detailed design methods for feedback and feedforward control parameters are established using eigenstructure assignment and model following technique. Finally, the proposed design method is evaluated and compared with conventional method by numeric simulations. The influences of control derivatives variation of drag rudders on the method are also analyzed. It is demonstrated that the method can effectively improve the dynamic characteristics of flying wing aircraft, especially the directional damping characteristics, and decouple the longitudinal responses from the drag rudders.     

Autonomous gliding entry guidance with geographic constraints

This paper presents a novel three-dimensional autonomous entry guidance for relatively high lift-to-drag ratio vehicles satisfying geographic constraints and other path constraints. The guidance is composed of onboard trajectory planning and robust trajectory tracking. For trajectory planning, a longitudinal sub-planner is introduced to generate a feasible drag-versus-energy profile by using the interpolation between upper boundary and lower boundary of entry corridor to get the desired trajectory length. The associated magnitude of the bank angle can be specified by drag profile, while the sign of bank angle is determined by lateral sub-planner. Two-reverse mode is utilized to satisfy waypoint constraints and dynamic heading error corridor is utilized to satisfy no-fly zone constraints. The longitudinal and lateral sub-planners are iteratively employed until all of the path constraints are satisfied. For trajectory tracking, a novel tracking law based on the active disturbance rejection control is introduced. Finally, adaptability tests and Monte Carlo simulations of the entry guidance approach are performed. Results show that the proposed entry guidance approach can adapt to different entry missions and is able to make the vehicle reach the prescribed target point precisely in spite of geographic constraints.     

阻力精确分解的方法研究与数值模拟

根据阻力产生的物理机理将阻力分解为近场阻力和中场阻力,建立实现了阻力精确分解方法:近场阻力法和中场阻力法,前者对飞行器表面压强和切应力积分将阻力分解为压差阻力和摩擦阻力,后者通过区域划分式积分将阻力分解为波阻、粘阻、诱导阻力和数值耗散阻力.选取RAE2822翼型、M6机翼和某宽体标模进行数值模拟,验证阻力分解方法的正确性,对比两种方法进行阻力分解辨识的能力与不足.研究结果表明,中场阻力法可以给出详细的阻力构成,更有利于进行阻力产生分析和减阻优化设计;近场阻力和中场阻力计算可以很好地达到阻力平衡,但由于消除了数值耗散阻力,中场阻力法的计算结果要比近场阻力法更接近实验值.     

湍流减阻新概念的实验探索

本文对当今湍流表面摩擦减阻新概念进行了初步的风洞实验探索。将垂直于流动方向的小尺寸肋条按一定的间隔距离固定在平板上,利用自制的悬挂式天平测量了不同风速时的阻力,获得了约１０．２％的减阻效果。实验中分别考察了肋条参数对减阻的影响,使用Ｘ型热线风速仪研究了雷诺应力的型态。从湍流边界层涡结构的观点出发,提出了边界层底部“微型空气轴承（ＭＡＢＳ）”减阻新概念以及涡结构干扰对减阻的影响,并认为平均速度型态的     

壁面温度控制对平板边界层影响的数值研究

通过对零压力梯度的平板边界层流动施加温度控制,展开壁面温度控制对平板层流边界层和湍流边界层影响的研究,探索温度控制对平板转捩雷诺数和壁面摩擦阻力的影响规律。采用带有转捩模式的三方程湍流模型对平板边界层流动进行数值模拟,重点考察了壁面摩阻系数、平板转捩雷诺数、湍流边界层流动随壁面温度变化的规律。计算结果表明在壁面温度从288 K 增大到432 K 时,边界层转捩雷诺数增大约36%,表面摩擦阻力减少约9.6%。研究分析表明：加热控制使层流区域温度边界层内粘性作用增强,雷诺切应力和湍动能减小,流动更加稳定;而湍流区域边界层内粘性底层中速度梯度和粘性切应力减小,导致壁面处摩擦切应力减小。因此壁面加热控制可以延迟边界层转捩,减小湍流区摩阻系数,并减小平板摩擦阻力。