基于时标分解的弹性高超声速飞行器智能控制

考虑弹性高超声速飞行器纵向动力学模型，提出了一种基于时标分解的智能控制方法。考虑刚体状态和弹性模态具有不同的时标特性，采用奇异摄动理论进行快慢时标分解，将模型转换为刚体慢变子系统和弹性快变子系统。针对刚体子系统考虑动力学不确定，基于平行估计模型构造表征不确定逼近效果的预测误差，结合跟踪误差给出复合学习控制策略。针对弹性子系统设计自适应滑模控制稳定弹性模态。通过李雅普诺夫稳定性分析可证系统状态一致终值有界。仿真表明所提出的控制方法能够实现刚弹模态的稳定收敛，且具有更高的跟踪精度、更好的学习性能和更快的收敛速度。     

《飞行器测控学报》征稿简则

《飞行器测控学报》是北京跟踪与通信技术研究所主管并主办的学术性刊物，是中国字航学会飞行器测控专业委员会会刊。本刊主要报道国内外飞行器测控通信领域的研究、发展及动向，为相关领域的科研技术人员提供一个发表学术见解、总结经验教训、推广新技术、学习新知识的园地。本刊为双月刊，大16开，国内外公开发行。     

虚拟多触角探测的高超声速滑翔飞行器再入机动制导

针对高超声速滑翔飞行器再入过程中面对的多约束问题，提出一种基于虚拟多触角探测的路航点规划机动制导策略。该机动制导策略通过飞行器最大转弯轨迹计算速度-剩余地面距离-航向角约束，在分段定点模式中发出多条粗略预测触角，引用触角末端反馈的信息计算优先级以确定临时路航点；同时在机动制导模式中发出精细探测触角，计算触角末端信息优先级，经倾侧角延时滤波器得出控制指令，对飞行器进行机动制导。基于多触角探测的路航点规划机动制导策略，降低了三触角机动制导方法中的计算时间；同时，4种典型禁飞区条件下的仿真结果表明，该策略能够有效稳定地解决机动制导过程中的多约束问题。     

我国三次飞行高度层系统改革的比较与思考

<正>我国的飞行高度层系统自1964年建立至今经历了三次大的改革,总体体现了垂直间隔逐步缩小,飞行高度层逐渐增加,空域容量持续增大的态势,为推动我国民航运输发展,保障飞行安全,起到了十发重要的作用。笔者有幸亲历我国三次飞行高度层改革的全过程,既感受到改革的艰难,也体会到成功的喜悦。总结经验、反思教训对我国飞行高度层系统建设具有积极意义。一、我国较早时期飞行高度层配备规定20世纪四、五十年代,国际上提出了飞行高度配备设想,其目的是防止飞机空中相撞。随着飞机性能的提高和飞行量的增加,     

理论解用于复杂构型飞行器气动阻力方法研究

针对现有的理论解方法尚不适用于复杂构型飞行器气动力求解的问题,从稀薄气体分子的动力学模型出发,制作等效平面以分析各部分来流的宏观特性,并将入射流和反射流作用分开进行考虑,从而计算出几种典型情况下的气动阻力值。后续验证表明,在分子-壁面间多次碰撞不显著时,此方法能够获得较准确的气动力结果。所提出的气动力计算方法对低轨道飞行器的气动力计算及气动构型优化等工作均具有一定的参考价值。     

可重复使用宽域高速飞行器低速段动力方案分析与选型

为快速评估不同类型的发动机方案在可重复使用宽域高速飞行器上的适用性,对飞行器动力方案中至为关键的低速段动力方案进行了综述分析。系统研究了不同动力方案在解决宽域工作问题方面基本原理的差异,给出了各方案的工作过程及宽域工作性能,并概括分析了典型方案所适配的目标飞行器的基本情况,为飞行器总体动力方案的设计提供参考。研究结果表明：宽域高速飞行器任务需求差异对低速段动力方案的选择具有重要影响;宽域加速型任务与高速巡航型任务差异较大,但随着飞行器马赫数上限的增加,两种任务模式下低速段动力方案选择的差异开始变小;对于某一确定飞行任务的宽域高速飞行器,满足其加速需求的低速段动力方案也不唯一;基于涡扇的变循环发动机方案、燃料直接预冷发动机方案及火箭冲压RBCC与现货涡轮发动机组合的方案在加速型任务与高马赫数巡航型任务中均可适用;基于现货发动机改造及组合的低速段动力方案,在低成本、高敏捷的两级入轨飞行器第一级中应用前景较好。     

三轴承矢量喷管红外辐射特性

针对涡扇发动机用三轴承矢量喷管（3BSN）,通过数值模拟的方法研究了在巡航和垂直起降（VTOL）状态即非矢量和90°矢量状态下三轴承矢量喷管的红外辐射空间分布特征,并分析了其影响机理。结果表明,在非矢量状态下由于特殊的几何型面使得喷管下壁面出现了局部高温区,喷流形状也变成椭圆锥形,造成垂直探测面上正探测角壁面红外辐射较负探测角最大增加44.6%,水平探测面上的燃气红外辐射大于垂直探测面;90°矢量状态下,由于偏转的喷管结构对前端高温部件的遮挡,总辐射峰值仅为非矢量状态的43.3%;喷管90°矢量偏转使得远离曲率中心一侧的气流速度降低温度升高,喷管外侧出现了大范围的局部高温区,导致垂直探测面负探测角范围的壁面辐射大于正探测角范围,最大相对差值达到71.9%。喷管偏转也遮挡了部分喷管内部的高温燃气,垂直探测面负探测角的仅能覆盖喷管出口处的高温燃气区域,明显小于正探测角,造成燃气辐射出现了20%的最大相对差值。     

利用GPS进行姿态估计的一种算法

首先建立了全球定位系统（ＧＰＳ）姿态确定的观测方程;然后给出了利用ＧＰＳ进行飞行器姿态估计的模型,并对该模型进行了线性处理;最后利用攻推广卡尔曼滤波技术,针对某飞行器进行了仿真计算。计算结果表明,对于不同的测量噪声和系统噪声,滤波器都有较好的估计,姿态估计的精度明显高于单纯ＧＰＳ姿态确定的精度,可以满足大多数飞行器对姿态确定的要求,证实了模型和算法可用性。     

先进的短距起飞垂直着陆技术发展综述

本文简要介绍了先进的短距起飞垂直着陆飞行技术的特点,详细分析了国外研究和发展状况,讨论了实现先进的短距起飞垂直着陆的关键技术,最后提出了我国开展此技术研究的建议。