基于改进预测校正的滑翔飞行器再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器滑翔再入制导问题,提出了一种基于高度变化率反馈的改进倾侧角校正方法。在不依赖准平衡滑翔条件下,该方法可以得到较为平滑的弹道。纵向制导采用落点误差预测校正倾侧角指令,同时以终端平衡滑翔倾侧角作为终端倾侧角,可以提高终端高程精度。横侧向制导设计了航向角误差走廊边界控制倾侧角反转,以保证制导精度。仿真结果表明,该算法制导指令解算时间小于1s,制导精度较高。     

一种基于标准轨道法的再入制导方法

针对再入机动飞行器再入段弹道规划问题,通过在阻力加速度-能量剖面终端加入速度倾角控制,使得在满足过程约束的同时包含速度倾角在内的其它终端状态参数满足约束条件,通过实时弹道更新在提高命中精度的同时增强算法的适应性。在攻角给定的情况下,控制指令为倾侧角,其大小分别通过跟踪阻力加速度曲线和控制速度倾角变化率得到,符号由迭代计算的倾侧反转时刻确定。仿真结果表明,给出的规划方法在以较高的精度到达再入段终点的同时具有较好轨迹特性,能满足制导设计的实时性要求。     

考虑阻力加速度的再入预测-校正制导算法

提出了一种基于阻力加速度的预测-校正制导方法,首先通过对阻力加速度走廊插值获取阻力加速度剖面模型,并基于该模型进行数值轨迹预测。然后根据两次预测结果近似求出阻力加速度与航程的关系,实时校正阻力加速度,消除航程偏差。同时对攻角进行调整,消除高度误差。横向制导通过校正倾侧角翻转时机实现。与传统的迭代预测校正制导算法相比,论文的制导算法同时校正纵向运动和横向运动,提升了飞行器的再入制导能力。每一次校正只需两次弹道预测,减少了制导的计算量。另外,采用插值的阻力加速度剖面对过程约束具有更强的处理能力。通过打靶仿真验证,论文的制导算法具有较高的制导精度和鲁棒性。     

带有时间约束的再入滑翔轨迹设计

为了满足飞行器协同飞行任务需求，本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先，建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型，并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次，针对不同飞行段特点及任务需求，分别设计了各段导引律。其中，重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解，将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系，运用解析预测-校正思想，通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值，同时满足末端能量和时间约束。最后，通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。     

具有落点和落角约束的圆轨迹制导律

针对再入飞行器带终端约束的末制导问题,在二维平面内设计了一种新型圆轨迹制导律。首先,利用再入飞行器与目标相对几何关系对圆轨迹制导方法进行运动学分析。再通过对制导任务的分析,定义了两个圆轨迹跟踪误差变量,并基于此提出误差反馈导引方法。然后,得出闭环圆轨迹制导律,并对制导指令分量的具体含义进行了分析。最后,对该制导算法的有效性进行了仿真验证。仿真结果表明：此算法可用于末端大角度转向飞行,有效提高再入飞行器的作战效能;并且制导精度高,其中命中点误差和碰撞角约束误差都很小。     

考虑禁飞区规避的空天飞行器分段预测校正再入制导方法

针对空天飞行器再入制导问题,提出一种考虑禁飞区规避的分段预测校正制导方法.在再入段前期采用剩余航程作为目标函数,后期引入预测落点偏差作为目标函数进行制导指令求解,同时确定倾侧角幅值和符号,兼顾了计算效率与终端制导精度.在此基础上,对于再入过程中的禁飞区规避问题,把禁飞区分为两类,增加了通过倾侧角幅值修正策略实现侧向规避...     

一种基于参数在线辨识的最优再入制导算法

为提高升力式飞行器再入飞行最优性及参数不确定条件下的制导精度,研究了一种基于参数在线辨识的最优高度-速度剖面跟踪制导算法.首先,采用分段三次多项式拟合飞行剖面,利用序列二次规划算法(SQP)优化获取最优分段点位置及飞行剖面系数,得到了 一种满足总吸热量最小的高度-速度飞行剖面规划算法,并根据待飞航程与待飞航程预测值偏差...     

基于虚拟落点策略的月球返回飞船再入制导方法

针对长航程大偏差状况下阿波罗再入制导算法的精度退化问题提出改进,采用数值预测-校正方法规划和调制线性参数化的倾侧角剖面,给出了一种在全航程包络内适用的月球返回飞船再入制导方法。引入虚拟落点策略,在一次再入段利用算法预测能力预测二次再入段初始侧向偏差并进行前馈补偿,给出了简便有效的虚拟落点瞄准程序。大偏差任务想定下的蒙特卡洛仿真分析表明,该算法在3000km到10000km的再入航程范围内,能够确保偏差小于3km的落点精度。     

横程动态约束的预测-校正再入制导方法

针对大升阻比飞行器再入滑翔制导问题，基于预测-校正制导法，提出一种横程动态约束的侧向制导策略。利用再入过程中横程与剩余航程的近似线性关系，设计边界约束动态变化的横程走廊控制倾侧角反转。对大气密度和飞行器气动参数扰动引起的预测模型不确定性进行在线参数估计。以CAV-L高超声速飞行器为研究对象，进行再入制导仿真。结果表明，对不同航程的再入任务该制导法均能精确引导飞行器飞向目标，侧向制导倾侧角反转时机分布合理，反转次数少。Monte Carlo仿真校验了横程动态约束制导法对再入状态误差和过程扰动具有良好的自适应性和鲁棒性。     

RLV再入混合制导方法研究

提出可重复使用跨大气层飞行器（RLV）再入混合制导方法，该方法将再入轨道在线生成技术、基于阻力加速度飞行剖面的跟踪制导技术和数值预测制导技术有机结合。其中再入轨道在线生成能够向轨道预测制导算法提供初值，以加快轨道预测制导算法收敛速度；轨道跟踪控制器控制再入吸热，使再入轨道满足再入走廊约束；而数值预测制导算法则对再入轨道进行快速预报，生成合适的制导指令，将RLV导向目标。给出了RLV再入混合制导的具体算法，并对Marshall航天中心先进制导与控制项目所提出的九种再入情况进行了初步仿真，结果表明所提出的RLV再入混合制导方案是可行的。     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹在线生成算法设计

高超声速滑翔飞行器具有再入走廊狭窄、机动能力强和再入制导实时性要求高的特点。针对再入走廊多约束问题,分析了不确定因素下再入走廊约束转化成倾侧角约束的问题。利用禁飞圆切线法预测总航程,结合航向角误差走廊控制横向突防轨迹,设计了三维耦合突防轨迹在线生成方法。仿真结果表明,迭代2~3次即可获得满足约束条件的大范围机动再入轨迹。     

基于平衡滑翔的升力再入攻角设计分析及应用

针对面对称中高升阻比飞行器再入攻角的优化问题,从工程角度系统分析了升力再入攻角优化问题的多种约束,基于平衡滑翔条件结合失速攻角、初始再入攻角和平衡滑翔攻角等,得到了再入段飞行的攻角设计空间,并给出了再入攻角剖面设计的具体可行方法。所提出的设计方案可用于快速选定满足各种过程约束的速度-攻角剖面;将该攻角设计方法应用于覆盖区优化问题,在继承已有方法的快速求解速度下,仿真结果及对比表明所规划的攻角剖面具有与直接法相似的最优性。     

飞船跳跃式再入第一次再入能量管理方法

针对探月飞船跳跃式再入第一次再入能量管理问题,设计了一种能量管理方法。首先,采用大倾侧角再入,快速进入能量管理阶段;然后,对能量耗散速度进行控制,并预估跃起点的能量以确定飞船的跃起时机;最后,在能量管理结束后按设计指令过渡到跃起点。为检验能量管理方法的有效性及鲁棒性,基于标准轨迹法设计制导律,并进行仿真分析。仿真结果表明,该能量管理方法能改善轨迹跟踪性能,提高再入制导方法的精度和鲁棒性,并避免飞船在一次再入和二次再入过程中出现较大过载的现象。     

可重复使用运载器的再入制导(英文)

提出了一种针对可重复使用运载器的再入制导算法。算法可分为轨迹规划算法和轨迹跟踪算法。较之经典的规划阻力的航天飞机制导方法,此算法最显著的特点在于轨迹规划与轨迹跟踪都直接在高度-速度空间里进行。在规划算法中,所有的轨道不等约束都可用高度-速度空间里的上下边界来表示,之后基于此边界采用线性化插值的方法来产生标称轨迹族,最后根据末端约束(末端能量管理)和航程约束来选择所需的标称轨迹。跟踪算法则采用反馈线性化来跟踪此标称轨迹进而满足所有的约束条件。此算法另一有别于传统方法的特点在于算法可使用一个航迹角控制器来增加航程,以满足大航程需要。适当地结合规划-跟踪算法和航迹角控制器可给再入制导带来极大的灵活性和适应性。另外,算法对各种建模误差与噪声的鲁棒性经验证也是符合要求的。     

末端能量管理段迭代校正轨道算法研究

针对航天器进入末端能量管理段接口处时位置和航迹偏角存在大范围摄动的问题，提出一种使用迭代校正法的轨道快速生成算法。该算法可以根据航天器的具体初始状态，自动选择直接进场或者间接进场策略，快速生成可行的参考轨迹。首先通过跟踪轨迹地面投影实现侧向制导；根据末端能量管理段的起始点与终点的高度与速度约束生成参考动压-高度剖面，并跟踪此剖面实现纵向制导。然后采用迭代校正计算快速确定航向校准柱的位置与最终半径两个参数用以调整航程，保证航天器在末端的所有状态满足自动着陆段接口的边界约束。仿真结果校验了该算法可以根据航天器的具体状态快速生成符合约束条件的末端能量管理段飞行轨道，具有很好的鲁棒控制性能。     

空天飞行器返回滑翔段在线制导方法

针对空天往返飞行器的返回滑翔段在线制导问题,设计了一种新的滑翔段飞行剖面,实现了滑翔段终端交班高度、位置和倾角约束的自动满足,减少了在线制导算法中需处理的约束数量.推导了滑翔段运动状态、过程约束和性能指标的解析表达式,获得了剩余航程和终端速度间的函数关系.在此基础上,提出了一种双层在线制导方法:内层解析重构飞行剖面,同...     

升力式再入侧向制导的无奇异方位误差算法

升力式再入侧向制导的传统方位误差算法在地球南北极点处有奇异,在极点附近呈现病态;使用该算法的侧向制导律在极点处无法产生制导信号,在极点附近制导信号错乱。根据方位误差的物理意义,结合无奇异的再入飞行器质心运动方程,利用位置和速度三元数,提出了无奇异的方位误差算法。针对某假想的在极区再入的升力式再入飞行器,在固定纵向控制参量的情况下,进行仅检测侧向制导在极区的有效性的再入过程仿真。算例显示,对于同一侧向制导律,使用无奇异算法可避免传统算法在极区存在的奇异性问题。此外,新算法的计算细节无需因地球模型和再入飞行的地域不同而进行调整,与传统算法相比有更好的普适性,适合需要满足全球到达飞行任务要求的制导律使用。     

基于阻力加速度指令快速解析与跟踪的中段制导方法

提出一种基于阻力加速度指令快速解析与跟踪的制导方法.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,主要靠攻角进行跟踪,实现对终端速度的控制;通过纵向比例导引生成过载指令,靠倾侧角进行跟踪,实现对终端高度的控制;倾侧角优先用于辅助跟踪阻力加速度指令,满足给定条件后切换至高度控制.对于航迹方向角的控制通过倾侧角按反转...     

RLV末端能量管理段三维鲁棒制导方法

针对传统可重复使用运载器(RLV)末端能量管理段(TAEM)制导方法在精度和实时性方面的不足,提出了一种三维鲁棒制导方法,提高扰动情形下的返回精度。首先,转换RLV时域制导模型为以高度为自变量的等效模型,设计基于滑模控制理论的制导算法,根据运载器当前状态生成满足动力学、末端和动压约束的状态轨线及制导指令;输入指令至RLV时域制导模型,一个制导周期后根据当前飞行状态更新制导指令,抵抗气动、大气及质量偏差等扰动。标称和扰动两种情形下的仿真验证了制导方法的性能。     

反时敏目标机动再入飞行器滑翔制导方法

针对多约束条件下反时敏目标任务需求,开展了基于轴对称侧滑转弯(STT)控制的机动再入飞行器滑翔制导方法研究,提出一种纵向和侧向共同实施的在线自主制导方法。纵向通过高度-射程（H-R）剖面与高度-速度（H-V）剖面联合设计,在满足约束的可行域内快速生成一条参考轨迹,并根据目标变化实时修正,同时完成参考轨迹跟踪。侧向通过引入当前需用速度和目标位置变化信息,推导了闭环制导方法,实现速度控制与目标位置跟踪。仿真结果表明,本方法可兼顾轨迹生成快速性和响应目标位置变化,能够在满足过程约束与终端约束要求下完成制导任务。