火星精确着陆轨迹优化与制导技术研究进展

轨迹优化与制导技术是实现火星表面精确着陆的核心技术之一.文章对典型的火星着陆探测任务进行了分析,阐明了火星着陆轨迹优化与制导技术所面临的挑战.在此基础上,回顾了近年来火星着陆轨迹优化与制导技术的研究现状.最后,对未来火星着陆探测轨迹优化与制导技术的发展方向进行了展望.     

基于凸优化和LQR的火箭返回轨迹跟踪制导

可重复使用运载火箭动力减速段制导,面临各种苛刻的过程约束、终端约束及燃料最省的迫切需求,给制导带来巨大挑战。因此,提出一种基于分段凸优化和线性二次调节器(LQR)的轨迹跟踪制导律。采用分段凸优化方法对火箭基准速度进行跟踪,大幅简化了优化模型从而降低凸优化求解的计算量,同时确保火箭在各种初始误差和模型误差的情况下燃料最省。采用LQR方法实现对火箭飞行位置轨迹的高精度跟踪,抵抗各种误差和干扰的影响。仿真结果表明：相对于传统的LQR跟踪制导方法,所提方法能大幅减少燃料消耗,且在各种误差和干扰下具有较高的轨迹跟踪精度和较强的抗干扰能力;相比于现有的滚动凸优化方法,所提方法能显著降低求解计算量,且方法可靠性更高。     

超声速边界层燃烧减阻技术研究进展

超燃冲压发动机流道内摩擦阻力占高超声速飞行器总摩擦阻力的绝大部分,使推力遭受较大损失.研究表明,与其他减阻方式相比,边界层内燃料燃烧的方式可大幅降低壁面摩擦力,然而其诸多的影响因素及其内部复杂的物理化学过程,使其减阻机理至今仍未完全清楚.分别从边界层燃烧减阻基本特性、实验和数值模拟、减阻机理三方面展开当前超声速边界层燃...     

制导炸弹智能技术现状与发展思考

现代战场变化莫测,赛博-电磁一体化作战和协同分布式作战等新型作战样式的出现对制导炸弹精确打击目标提出了更高的要求,研究制导炸弹智能技术是各国抢占军事高地的关键。针对制导炸弹在强拒止、强干扰、弱通信的作战环境中无法精确打击目标的问题,广泛调研了制导炸弹智能化现状,寻求制导炸弹在恶劣条件下快速、准确打击目标和对突如其来遇到的威胁进行分析、预判和决策的方法。调研结果表明,在智能化技术的支持下,制导炸弹的作战效能可得到极大提高,同时也节约了战争成本,具有重要的研究意义。在综述了制导炸弹智能化发展的基础上,概述了对制导炸弹具有发展意义的智能感知与识别、智能控制、智能决策和智能弹群协同作战四种关键技术,并指出智能制导炸弹未来的发展趋势。     

一种预测校正制导中攻角剖面的在线规划方法

提出一种预测校正制导中基于可达性量化评估的攻角剖面在线规划方法。首先采用最大纵程、最大横程、最小纵程3个关键参数构建可达区模型,并通过大量的离线弹道计算构建上述3个关键参数与升力修正因子、阻力修正因子和常值攻角的三维插值数据库。提出一种可达性量化因子用于反应期望终端位置的可达性。在飞行中对升力修正因子和阻力修正因子进行在线辨识,在攻角剖面的在线规划时以可达性量化因子最小为优化目标。仿真表明采用该方法可以获得较高的可达性判断正确率,攻角剖面的在线规划可以提高预测校正制导的成功率。本方法对于无动力升力式飞行器的制导策略在线决策和优化具有参考和应用价值。     

基于积分器初值的无人机飞行控制律平滑切换方法

针对无人机自主飞行过程中多组复杂控制律之间的切换问题,提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法。通过将复杂控制律的各个环节进行形式变换,拆分成由比例和积分组成的基本单元结构;然后以舵面平滑切换为目标,依次递推出复杂控制律中所有积分器的初值,实现不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了复杂飞行控制律之间平滑切换方法的有效性。     

吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。     

一种带航迹角约束的临近空间目标拦截中制导算法

针对采用双脉冲发动机的防空导弹拦截临近空间高速目标的多约束中制导问题,设计了一种基于逆轨拦截且满足过载收敛的预测-校正制导方法。该算法在基于由最优控制理论推导的满足终端位置、速度约束的ZEM-ZEV算法基础上,以具有航迹角约束的零控拦截流形作为交班条件,采用数值预测方法对剩余飞行时间进行高精度求解,通过在线动态生成初-中制导交班的速度方向和II脉冲发动机的开机时刻来降低中制导段需用过载。蒙特卡洛打靶仿真结果表明本文所提出的中制导算法能够满足带航迹角约束的零控拦截条件,对模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,具备重要的理论意义和工程应用价值。     

逆轨拦截机动目标的三维最优制导律

以大气层内导弹逆轨拦截高速机动目标为背景,本文运用最优控制和双曲正切函数设计带角度约束的三维最优制导律。分别假设导弹弹道倾角和弹道偏角保持瞬时恒定,将三维制导分解为两个相互垂直平面内的二维制导。考虑导弹速度时变的情况,建立带角度约束的制导方程。设计一种双曲正切函数的变种,并将其设为脱靶量和角度约束的权重系数,根据极小值原理推导了最优制导律的解析表达式。双曲正切函数变种的引入,使得制导律对脱靶量和角度约束的要求是逐渐增强的,可以解决传统最优制导律初始段过载指令过大的问题。仿真结果表明了该制导律的有效性。