水下运载体航位推算系统初始位置确定方法

为了提高航位推算(DR)系统的初始位置精度,根据水下导航传感器的特点,提出了初始定位时间内基于DR轨迹平移策略的初始位置确定方法,该方法综合了DR和水声定位系统的特点,通过平移DR轨迹,得到了在确定运动趋势约束下的最优轨迹,并依据轨迹求出初始位置.针对某次海试数据,其结果表明:应用本文方法确定的初始位置误差分别为应用平均值法和最小二乘拟合方法的60.2%和77.2%,应用此方法可减小DR误差,并能提高DR/水声组合定位系统的稳定性.      

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.      

非一致终端约束下火星大气进入段制导律设计

针对小升阻比的火星探测器在火星大气进入过程中所面临的难点问题,对火星大气进入过程制导方法进行了研究。首先在确知探测器弹道系数和升阻比的前提下,考虑过程量及开伞条件约束,优化设计再入飞行的初始再入角。然后考虑非一致终端约束和飞行器的有限机动能力,设计参考轨迹剖面,并确保其能提供足够的裕度来应付各种参数不确定性。最后设计标准轨道法制导律,完成轨迹有效跟踪,并通过六自由度仿真验证了算法的合理性,为火星着陆项目中大气进入段制导方案设计提供参考。     

基于SMDO-TLC的高超声速飞行器姿态控制

针对高超声速飞行器快时变、强耦合以及存在参数不确定和外部干扰情况下的姿态控制问题,同时考虑到执行机构动态和输入受限,提出了基于滑模干扰观测器-轨迹线性化(SMDO-TLC,Sliding-Mode Disturbance Observer-Trajectory Linearization Control)的高超声速姿态控制方法.首先,引入二阶线性微分器(SOLD,Second-Order Linear Differentiator)的概念,通过理论分析指出了当前TLC中采用一阶惯性+伪微分器求取输入指令的微分信号时会存在与SOLD类似的峰值现象,随后利用韩式跟踪微分器求取姿态标称指令及其微分信号,可有效解决过渡过程中执行机构饱和问题;接着,分别在姿态和角速率回路设计二阶滑模干扰观测器,利用符号函数积分来重构内外回路的复合干扰,在此基础上设计补偿控制律,以实现姿态控制器设计.仿真结果表明,所提出的方法能够克服时变干扰及气动参数大范围摄动的影响,同时兼具良好的动态特性与静态品质,能够满足高超声速飞行器的快时变、高精度以及强鲁棒的控制需求.     

基于分解策略的SSO发射轨道遗传全局优化设计

提出了基于轨道分解优化和遗传算法（GA）的SSO发射轨道优化设计策略。针对多个轨道段相互耦合问题,基于分解优化策略,将整个发射轨道设计问题分解为两个轨道段设计问题。为了高效可靠地获得全局最优解,对基本遗传算法进行了改进。首先提出了基于多变异操作等改进措施的改进遗传算法;此外,结合遗传算法的全局搜索特性和Powell算法的局部搜索特性,设计了一种串行混合遗传算法。一个二级SSO运载火箭的计算结果表明,轨道分解优化策略确保了问题的成功求解,改进遗传算法和混合遗传算法均可稳定地获得全局最优解,但是混合算法更有效地提高了GA性能。     

翼型积冰的数值模拟

本文采用计算流体力学的方法对NACA0012翼型前沿的Rimeice积冰进行了预测。在流场计算中,用有限体积(FV)法对二维定常不可压粘流的时均N-S方程进行离散求解;采用四阶龙戈-库塔(RK)法求解水滴运动方程;假定水滴在与翼型相碰撞的点处完全凝结,并且冰沿着与当地翼型表面法向一致的方向增长,以此来预测积冰的形状。文中同时对迎角为4°时结冰翼型的气动特性进行了分析。     

众多临近空间飞行器的最优轨迹规划

针对众多临近空间飞行器在复杂飞行环境的最优轨迹规划问题,采用改进的动态规划法和基于共轭梯度法的多点边值组合算法求解了多目标优化问题,得到了全部飞行器的最优飞行轨迹.仿真结果表明,该算法能够在考虑多种环境条件约束和飞行器自身条件约束的情况下,快速规划出众多飞行器的最优飞行轨迹,具有一定的学术价值和工程应用价值.     

DFD-03风洞大弯刀尾撑装置设计

介绍了DFD-03风洞大弯刀尾撑装置的总体设计与工作原理.该装置基于CAN总线技术,搭建了以Elmo驱动器和伺服电机为基础的控制系统,通过编写控制程序,远程控制迎角机构和侧滑角机构精确运动.根据风洞试验和翼伞汽车拖曳试验的实际应用情况,该装置具有较高的角度控制精度、安全性和可靠性等优点.     

螺旋俯冲机动突防的制导律设计

针对识别和拦截技术高度发展所带来的突防难题,提出高超声速滑翔飞行器（HGV）螺旋俯冲机动突防的概念,并为此设计了一种基于虚拟滑动目标的自适应比例导引律。首先,通过分析HGV绕目标飞行的运动学特性,建立对数型的螺旋运动模型,以该模型为基础利用曲线渐伸线原理设计虚拟目标的滑动轨迹。然后,采用包含时变附加项的比例导引律追踪虚拟目标,从而实现引导HGV进行螺旋俯冲机动以及对真实目标的打击。接着,为提高虚拟目标的跟踪精度以及抵抗外部干扰的能力,设计了制导参数的闭环非线性自适应律,能根据当前偏差在线选择制导参数值。此外,还分析了满足收敛条件的制导参数的取值范围以及其进入闭环更新的策略。最后,分别针对静止目标和低速移动目标进行数值仿真验证,结果表明所设计的制导律不但能够引导HGV实施螺旋俯冲机动,还能够准确地命中目标。