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。     

电弧加热器变参数运行技术研究

电弧加热器通过调节空气流量和电弧电流实现变参数运行,可以更接近实际地模拟飞行器再人轨道。笔者论述了电弧加热器变参数运行的技术原理、试验设备改造、测试探针研制及原理性试验等。研究结果表明：供电、供气、控制等系统经过适当改造,电弧加热器可以实现变参数运行。     

再入飞行器末端能量管理段纵向剖面优化方法

摘要： 对于轨道再入飞行器,根据各阶段飞行特性和任务的不同被分为初期再入、末端能量管理以及进场着陆几个阶段.本文提出一种末端能量管理段航程及纵向剖面优选方法,通过对不同的初始航程和纵向剖面进行递推,以阻力板控制裕度最大为优化目标,选出最适应飞行器升阻特性的航程以及相应的高度动压剖面.考虑初始状态误差及气动特性偏差条件下的六自由度仿真验证所设计的纵向剖面的鲁棒性.     

RLV再入神经网络自适应姿态控制器设计

可重复使用运载器（RLV）大包线再入过程中,广泛存在模型不确定与外界干扰,会给姿态控制器的设计带来不利影响,为此提出了一种神经网络自适应控制器设计方案。基于时标分离原理设计了快、慢双回路控制结构。在此基础上设计了径向基神经网络（RBFNN）自适应律,用于在线估计模型不确定和外界干扰力矩,并在控制器中进行补偿。仿真验证表明,RBFNN 自适应控制器能良好地完成姿态跟踪控制,有效地抑制干扰力矩对姿态控制的影响。自适应律能够在线估计真实的飞行器动态和外界干扰力矩,控制器具有抗扰动能力。     

基于在线轨迹迭代的自适应再入制导

针对传统轨迹跟踪制导方法在再入飞行中无法较好适应导航模式切换等突变状况的问题,提出了一种能够有效应对制导系统输入信息不连续性的自适应在线轨迹生成方法。该方法通过实时的多项式拟合以及迭代过程确定满足终端约束条件的高度-速度剖面,并解算出当前飞行状态下所需的攻角与倾侧角指令,从而平稳、精确地将飞行器引导至末端能量管理段。通过对速度与能量、高度、轨迹倾角以及待飞航程等状态量建立解析关系,该方法拥有迭代速度快以及收敛性强的优势。仿真结果显示,该方法对输入信息的误差及跳变等不确定因素的适应性很强,在各类干扰情况下较传统方法拥有更高的制导精度。相较于传统轨迹跟踪制导方法,该方法在实际应用背景下显著地提升了制导的自主性与适应性。      

高超声速再入飞行器的特征建模及自适应递推滑模控制

针对高超声速再入飞行器非线性程度高、参数不确定性大、快时变等特点,提出一种基于神经网络特征模型的自适应滑模姿态控制方案。首先,采用现有特征建模方法,将对象模型中的非线性、时变不确定性压缩至特征参量中;进一步,结合模糊神经网络,将快时变特征显式地表征在特征模型中,使得待估计的特征参量具有时不变特性,从而易于其自适应律的设计。然后,在该神经网络特征模型的框架下,设计递推形式的自适应滑模控制律,以进一步提高飞行控制系统的鲁棒性。最后,通过仿真校验了所提出控制方法的正确性和有效性。     

钝头飞行器大攻角绕流流场计算

本文用有限差分法求解Ｎ－Ｓ方程，对具有大面积底部飞行器的高超声速大攻角绕流流场进行了计算，通过积分物面压力给出了飞行器的气动力特性，并研究了攻角的影响，物面压力系数和气动力系数与实验数据进行了比较，符合较好，结果可应用到返回舱和弹头的再入气动特性研究。     

弯体机动再入飞行器气动特性研究

本文计算和分析了弯体机动再入飞行器的高超声速纵横向气动特性。研究了质心布置对配平、配平升阻经的影响规律，给出了三个方向稳定配平的必要充分条件。通过气动力与六自由度弹道的耦合，模拟了弯体飞行器螺旋机动飞行时的弹道特性，指出了质心的运动规律应根据需要预先给出。     

空间碎片再入烧蚀预测与地面安全评估软件系统

再人航天器解体产生的空间碎片在高速气体加热作用下发生烧蚀,残存碎片对地面造成很大威胁.开发空间碎片再入烧蚀预测与地面安全评估软件系统(DRAPS),建立碎片三自由度(3DOF)弹道模型,在连续流,自由分子流和过渡区流分别采用牛顿流模型、无碰撞分子动理论和桥函数方法进行碎片气动力/气动热预测,利用零维或一维热传导模型模拟...     

飞船返回舱再入飞行迎角和侧滑角估计

迎角和侧滑角是飞船返回舱再入飞行试验气动分析工作所需的重要参数.本文发展了基于弹道重建的返回舱迎角和侧滑角估计方法.首先,利用舱上测量数据和有限的地面雷达测量数据,采用极大似然法进行弹道重建,再现黑障区的弹道,同时给出整个再入过程的弹道参数;然后,利用几何关系法计算迎角和侧滑角,并进行风修正.对某飞船返回舱的飞行试验数据进行了计算和分析,结果证实了弹道重建数学模型和算法的正确性以及迎角和侧滑角估计方法的有效性.