精确轨道航天器的姿态机动策略选择

航天器姿态控制一直是地面飞控的核心,尤其对于有精确轨道控制要求的航天器,姿态控制的策略选择直接关系任务成败。探月三期月地高速再入返回任务对再入角有着严格要求,为了实现返回器高精度再入,在系统介绍服务舱的姿态控制模式、控制方法和控制流程的基础上,提出了利用修改相平面参数和轮控调姿,以建立轨控姿态,从而减少姿控喷气,并提高轨控精度的方法。飞行结果表明,中途修正的控制精度从最初的分米量级提高至0.009m/s。高精度轨道控制使得提前32h再入角控制精度达到0.024°,较设计指标提高1个数量级。文中提及的轮控调姿方法可作为未来深空探测任务姿态控制的设计参考。     

非线性变结构解耦控制及对再入飞行器的应用

讨论了一类非线性系统的变结构解耦控制在再入飞行器的应用,变结构解耦控制号输入输出线性比相结合得到的控制规律,可对象模型的不确定有鲁棒性,对于再入飞行器再入段存在的多变量非线性和参数不确定,应用了相应的变结构解耦控制的方法,讨论了其滑模面的构造方法和解耦控制条件,在姿态控制中保证了姿态跟踪期望值,在轨迹跟踪中,设计了内外回路在控制律,内回路运用变结构解耦控制保持姿态稳定,外回路通过设计比例微分控制保     

基于GPM的高超声速飞行器再入轨迹优化

为保证高超声速飞行器具有最大再入距离,应用高斯伪谱方法求取了存在路径约束及终端约束的飞行器最优再入轨迹。首先选取迎角及倾斜角作为最优控制量,并分析再入轨迹的最优控制模型;然后应用高斯伪谱方法将最优控制问题离散成非线性规划问题,并采用SNOPT软件包对非线性问题进行求解,得到最优轨迹。通过仿真证明了该方法求得的最优轨迹对初始值不敏感,且具有良好的实时性。     

高超声速滑翔飞行器约束预测校正再入制导

针对大升阻比高超声速滑翔飞行器的再入制导问题,将再入轨迹划分为初始下降段、过渡段和准平衡滑翔段。初始下降段采用定倾侧角飞行,过渡段在最大倾侧角附近飞行,准平衡滑翔段利用数值预测校正方法和准平衡滑翔条件在线设计同时满足过程约束和终端约束的倾侧角制导律。通过标准条件和扰动条件下的仿真结果表明,这种制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。     

带约束的高超声速飞行器最优弹道的数值算法

为了准确地求解高超声速飞行器再入巡航段节省燃料的最优弹道,在直接法得到次优解的基础上,提出了全程协态估算方法。该方法不仅能精确地估算出协态变量的初值,而且能得到协态变量的曲线,特别是对于存在内点约束的问题,协态变量不再连续时,能估算出各协态的跳变量。针对带约束的高超声速飞行器最省燃料弹道的特点,利用序列二次规划(SQP)算法得到其次优弹道,并应用所提的方法估算出协态变量的初值和跳变量,由极大值原理构造两点边值问题(TPBVP),以估算结果作为初值求解得到最优弹道。仿真结果表明：在300 W/cm²的热流约束下,每个周期上最优解比稳态解节省约2.4%的燃料;另外,所提的全程协态估算方法能精确地估算出协态变量的初值和跳变量,以其作为初值有利于降低求解TPBVP的难度,使算法快速收敛到问题的最优解。     

纬度未知条件下捷联惯导系统晃动基座的初始对准

针对纬度未知条件下捷联惯导系统(SINS)晃动基座的初始对准问题,提出晃动基座下的纬度估计算法和初始对准方法。前者通过惯性坐标系下两个不同时刻的重力加速度向量的夹角来求取纬度;后者利用惯性坐标系下的姿态更新来实时地反映载体在晃动干扰下的姿态变化,结合初始姿态的最优估计实现初始对准。理论分析表明,本文提出的纬度估计算法的误差主要由加速度计误差决定,陀螺误差和晃动干扰对其影响很小。仿真结果表明,本文提出的纬度估计算法和初始对准方法适用于纬度未知条件下晃动基座的初始对准。     

Modified rolling guidance law for single moving mass controlled reentry vehicle against maneuvering target with impact angle constraints

This paper deals with the problem of guidance law design for the single moving mass controlled reentry vehicle when impact angle constraints and maneuvering target are taken into consideration. More specifically, a modified rolling guidance law is proposed with the interactive virtual target and the landing point prediction strategy. First, considering the fact that the roll channel can be controlled directly, the relative motion between the single moving mass controlled reentry vehicle and the ...     

机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起（如边条,小配平翼）的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。     

基于直接配点法的滑翔轨迹快速优化设计

介绍了基于五次Gauss-Lobatto多项式的直接配点法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用。首先给出了再入飞行器轨迹优化问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为到达指定地点飞行时间最短,控制变量则为无量纲升力系数和倾侧角。再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态受到目标位置约束。然后,应用直接配点法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各节点和配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解。仿真结果表明直接配点法对于再入飞行器轨迹初始参数取值不敏感,且求解过程具有一定的实时性。     

相控阵雷达捷联波束稳定方法

针对相控阵雷达系统中平台扰动引起的波束指向变化问题,提出一种捷联波束稳定方法。该方法作为独立模块实现,由角速度传感器和信号处理机组成,无需精确的初始姿态。角速度传感器感知平台扰动造成的天线转动角速度,信号处理机完成补偿角的迭代求解和波束的控制。通过算法仿真和利用单轴转台模拟平台扰动验证可得,采用捷联波束稳定方法后,雷达测量角误差明显减小,隔离度指标有了极大改善。因此,该方法能够有效地减小平台扰动对波束指向的影响,易于工程实现,适用于小型化的无人机等平台。     

Nonlinear Estimation Via Kalman Filtering

The extended Kalman-Bucy filtering algorithm is applied to the problem of estimating the system parameters of a single-channel missile attitude control system. In particular, noisy observations of body angular rate, normal acceleration, and control surface deflec tion are used in the algorithm to obtain estimates of body angular rate, angle of attack, control surface deflection, air density, and missile velocity. Computational results obtained for this problem are presented. These results are evaluated to determine the applicapility of this estimator as a part of an adaptive control scheme. In addition, a general approach to the formulation of practical nonlinear estimation problems is suggested.     

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。     

基于改进UKF的组合导航系统航向角估计方法研究

为满足运载体长航时、高精度的导航需求,解决系统可观测性弱导致的航向角易发散的问题,提出了一种基于MEMS非线性组合导航系统的用于提高航向角估计精度的算法。通过采用单天线GNSS航向角作为量测量进行航向约束,解决了MEMS-SINS/GNSS姿态估计中航向角可观测性弱、估计值收敛差的问题;通过转弯判断规则和常规无迹卡尔曼滤波改进算法,抑制了偏流角对系统估计精度的影响。仿真结果表明,该算法有效地抑制了航向角估计精度差的问题,水平姿态精度达到0.01°,航向角精度达到0.1°,提高了系统的导航精度及可靠性。     

用于被动寻的导弹的带末端落角约束的变结构导引律

使被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下，以较小的俯冲过载和最佳攻击姿态精确命中目标；采用带落角约束的变结构导引律，对弹目距离及距离变化率进行估计，克服被动寻的导弹不能测距的约束，同时使切换开关增益随时间自适应变化以减小俯冲过载；利用某型在研被动寻的导弹的气动参数，对此变结构导引律进行了数学仿真，仿真结果表明，在较低的平飞弹道约束条件下及过载要求范围内，该导引律能以期望落角命中静止与机动的坦克目标，对弹目距离变化率及距离的较大估计误差具有较强的鲁棒性。     

飞船返回舱跨声速全局稳定性研究

根据国内外在飞船返咽舱这类短钝飞行器的亚、跨声速风洞试验中都发现了极限环振动形态这一问题,利用全局稳定性分析和数字仿真方法,研究了返回舱在跨声速和高亚声带飞行时的动稳定性,得到与风洞试验类似的结果,即返回舱处于极限环振动形态。因此,在返回舱再入亚、跨声这飞行段,为保证飞行安全,采用有效和可靠的姿态控制系统来控制和减缓动不稳定影响是必需的。     

应用旋转矩阵的卫星姿态输出反馈机动控制

针对卫星姿态机动控制问题,提出一种只利用向量测量信息的无角速度反馈的输出反馈控制方法。卫星姿态的指向直接通过旋转矩阵进行描述,而不是先进行参数化过程,避免了由欧拉角、修正的罗德里格参数（MRPs）与四元数等姿态描述方式产生的奇异问题与退绕问题。首先,通过向量测量信息与一组期望姿态向量,引入一个新的姿态指向误差向量,并对其性质进行分析。其次,进一步结合主导滤波器的思想,设计了无需角速度信息的卫星姿态机动控制器,并应用Lyapunov理论,对闭环系统的全局稳定性进行了严格的证明。最后,对所提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的输出反馈控制算法的可行性和有效性。     

高超声速飞行器再入多段导引方法研究

针对通用航空飞行器(CAV)的再入飞行问题,研究了一种滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。该方法将再入轨迹分为初始下降段、过渡段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段,引入拟平衡滑翔条件(QEGC),将过程约束转换成倾侧角制导律的上界。结合预测校正方法在线设计满足各种轨迹约束的倾侧角制导律,最后在计算机上进行制导仿真。仿真结果表明,该方法可快速地得到满足过程约束和目标要求的弹道。     

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.     

航天飞机三维最优再入轨道及气动加热过程

本文应用现代控制理论研究了航天飞行器三维最优再入轨道和与轨道参数密切相关的气动加热过程。文中选择飞行器迎角和倾斜角作为控制变量,以飞行器气动加热率和飞行过载沿轨道积分最小作为优化性能指标,按极大原理导出最优再入轨道有约束控制的非线性两点边值问题。采用了数值优化方法——共轭梯度法求解有升力飞行器的最优再入轨道及其热过程。文中以允许误差法讨论了权系数和罚函数的选取方法;对不同速度范围研究了不同的加热模型;按热平衡方程与优化轨道同步迭代的方法求得了算例数值结果。算例的数值结果与文献[13]的量值是一致的。     

再论联邦滤波在组合导航中的应用可行性

在联邦滤波算法中，针对子滤波器存在私有状态从而导致全局状态信息融合估计为次优估计的问题，通过一个简单的3维状态、2维量测系统的数值仿真以及速度+姿态传递对准组合导航仿真，验证了联邦滤波的次优估计结果误差太大，难以满足实际系统的高精度滤波需求。联邦滤波估计的次优程度没有经过严格证明，且难以证明，因而存在应用风险。对于以精度为主要性能指标的组合导航系统，不建议采用联邦滤波算法，否则其精度损失不足以弥补其带来的计算量降低和容错性提高的优势。