升力式再入飞行器末端能量管理方法

以第二代升力式再入飞行器为应用背景,对飞行器再入飞行后的末端能量管理方法进行了深入的研究和分析.在参考航天飞机末端能量管理方法的基础上,分析了TAEM段轨迹参数,优化设计了TAEM段地面轨迹和高度剖面,并进行了纵向和侧向制导律设计.仿真结果表明本文设计的TAEM飞行轨迹满足飞行约束条件,制导方法具有较高的精度和适应性,能满足第二代升力式再入飞行器末端能量管理要求.     

新型制导律在变质心再入飞行器中的应用

研究了变质心再入飞行器动力学模型以及精确制导两方面的问题.基于分析力学中的虚位移原理,设计了一种再入飞行器新型最优制导律。采用解析法预测弹道落点,通过对最优虚位移的搜索,求解出总升力的最佳方向.推导了变质心动力学模型,以质量块为制导控制系统的执行机构,实现变质心再入飞行器的机动飞行.研究发现:质心变化引起的附加力矩是气动稳定力矩系数的函数;该制导律对过载并无要求。仿真结果表明:平均计算3次解析弹道即可完成一次制导指令,经制导控制后最终落点误差在10 m以内.     

削面/配平翼飞行器的气动计算及分析

带削面／配平翼的钝双锥外形是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。该外形具有配平升力大、升阻比大、空间大等特点，可以利用迎风翼面及背风翼面进行配平控制，而且侧向控制翼不仅可以控制侧向配平及稳定，还可以利用不同的扩张角改变飞行器的配平阻力和配平升阻比。研究了此类飞行器的迎风／背风配平控制效率问题，以及飞行器的侧向稳定性问题，并提出了实现滚转控制的技术方案。     

带落角约束的大机动目标末制导律研究

针对制导律要同时满足脱靶量和落角约束的要求,引入滑模变结构控制方法。由于变结构控制中存在切换函数和趋近律函数,存在开关函数的抖动问题。模糊逻辑控制具有较强的非线性逼近能力,利用模糊逻辑消除变结构控制中的开关项增益引起的抖动问题,给出带落角约束的模糊变结构末制导律,并通过仿真分析,验证制导律的正确性,末端制导的脱靶量和落角约束两个问题同时得到解决;得出不同的趋近律系数、角误差系数下的制导律特性曲线。将BP神经网络应用到针对大机动目标时模糊变结构制导律中,可解决落角约束的优化问题,保证模糊变结构末制导律能够满足约束条件并较好跟踪大机动目标。仿真结果表明,优化后的末制导律在性能上有明显提升。     

再入飞行器的大机动轨迹实现

考虑了静不稳定再入飞行器的大机动轨迹的实现问题，利用不非线性系统的输出解耦方法设计了姿态稳定控制规律，并提出了一种带末端修正的比例导引控制律，上述两种控制律 中权组合控制方案实现了再入飞行器的大机动和精确攻击，给出的仿真结果证明了控制方案的有效性。     

高超声速飞行器机动规避轨迹优化

为研究高超声速滑翔飞行器规避禁飞区的轨迹设计问题,提出了一种基于拼接的机动规避轨迹优化方法.该方法通过引入拼接点将整条飞行轨迹分为若干段,然后利用能够处理分段优化问题和自动调整配点分布的自适应伪谱法,对高超声速滑翔飞行器的机动规避轨迹进行优化设计.仿真结果得到了不同禁飞区和拼接点分布下的机动规避轨迹,这些轨迹能够在满足各种约束条件的情况下有效规避禁飞区并到达指定点,且其中一种轨迹是全局优化方法无法得到的.仿真结果表明,该方法能够用于设计高超声速滑翔飞行器的横向大幅复杂机动轨迹,此外在该方法中拼接点位置还能够控制轨迹的形态.     

落点预测制导律的旋转稳定弹修正控制

为提高旋转稳定炮弹制导精度,针对一类采用固定翼控制的双旋结构旋转稳定弹建立了七自由度运动方程,利用四自由度(4D)质点弹道模型设计了落点预测制导律,将该制导律用于旋转稳定弹修正控制,建立了Matlab/Simulink弹道模型并进行了数字仿真验证.仿真结果表明:采用落点预测制导律,旋转稳定弹圆概率误差(CEP)由235m减小到20m,落点精度明显提高,该修正控制方法有效.     

基于能态近似法的再入轨迹优化设计

针对间接法中,终端积分时间在迭代前后无法相同这一问题,介绍了能态近似法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用。首先给出了再入飞行器轨迹最优化控制问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为飞行器再入过程中所受的总加热量最小,控制变量则为迎角和滚转角。再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态约束分别为速度、航迹倾角、高度、经度和纬度约束。文中引入了比能的概念,代替时间变量作为新的积分变量,此时末端能量只由终端速度和终端高度确定,从而解决了积分终止条件的固定问题。应用共轭梯度法和乘子法对带有约束的最优控制问题进行求解。通过仿真,计算机实时生成了一条满足终端约束条件、控制量约束条件的最优化轨迹。仿真结果表明该方法具有一定的实时性,且精度较高。仿真得到的最优轨迹能够满足飞行器自主导航对轨迹实时性的要求,具有较好的工程应用前景。     

大着地角最优制导律离散设计方法

为了解决卫星制导炮弹的制导问题,进行了考虑着地角、脱靶量和控制能量等多约束条件的最优制导律设计.在制导炮弹的制导阶段,弹目运动学模型是时变的系统,最优制导律的设计涉及到困难的变参数微分方程解析求解.通过离散计算方法来解决该问题,首先将运动状态方程组离散化,然后推导了各离散时间点最优制导律的递推公式,并通过取均值得到各时间段上常系数的制导律,以减少计算量.该方法降低了带多约束条件最优制导律的设计难度,同时具有较广泛的适用范围.利用设计所得制导律,进行了制导炮弹六自由度全弹道仿真,并同使用比例导引律的计算进行了比较.结果显示,着地角增加了108%,制导精度提高了246%.     

变轨迹制导律技术研究及发展动态

变轨迹制导律的设计是在现代空间飞行器、高超声速飞行器、导弹设计过程中的关键技术。将变轨迹制导律划分为带末端约束的末制导律及标称制导律,概述了2类变轨迹制导律的技术难点,对带末端碰撞约束角的末制导律、标称制导律的在线规划算法,以及标称制导律的轨迹跟踪方法进行了综述,并分析了其可能的研究方向。     

机动高速目标的全向拦截制导律研究

针对机动高速目标拦截制导问题,建立了全向拦截机动高速目标的相对运动方程,推导并设计了能同时进行顺轨和逆轨拦截的全向真比例(OTPN)制导律,无需对目标加速度的估计和增加修正项即可满足对机动目标的拦截制导,能有效避免目标机动参数估计误差对制导精度的影响。数值仿真结果验证了OTPN拦截制导律可有效拦截机动高速目标,同等初始条件下,OTPN在捕获范围、弹道特性、过载变化、总控制量等拦截参数上均优于传统的经典比例、负比例及其扩展制导方案。     

编队接近非合作目标PSO多脉冲制导方法

为解决地球静止轨道(GEO)非合作目标远距离自主接近中的双视线导航约束以及制导精度问题,提出了一种双星编队接近的粒子群优化(PSO)多脉冲制导方法,该方法将C-W双脉冲制导律转化为带中途修正的多脉冲制导律,然后将时间固定的多脉冲燃料消耗最优问题转化为带双视线夹角约束和制导精度约束的多目标优化问题,接着将带约束的多目标优化问题转化为PSO规划问题并给出规划算法.通过在不同条件下的对比仿真验证结果表明,该方法能够有效的完成对非合作目标远距离的制导.     

基于微分对策的水下主动防御拦截导引方法

针对来袭水下目标机动方式的无法预知的问题,为实现精确拦截,以目标捕获条件为约束,设计了一种用于水下机动目标拦截的微分对策导引律。以微分博弈理论为基础,构造用于双边最优控制的二次型性能指标,利用伴随原理求解终端问题的方法导出具有状态反馈形式"零效脱靶量",并以其为性能指标设计用于航向角控制的微分对策制导律。通过对机动目标的跟踪拦截表明:该制导律对目标机动方式具有较强的鲁棒性,与最优导引相比,对机动目标的拦截精度高,可满足水下拦截作战技术需求。     

高超音速飞行器及其制导控制技术综述

高超音速飞行器军事上的强突防、强侦察能力,民用上的高效部署、星际旅行能力,使其成为各国构建战略威胁、争夺太空资源的重要途径之一,针对这一热点前沿问题,综述了高超音速飞行器的发展及其制导控制技术.首先,对高超音速飞行器的研制历史及现状进行总结,梳理发展脉络揭示其发展规律,并对高超音速飞行器轨道、近空间及大气层内飞行任务进行分析.然后,重点讨论再入返回的飞行约束条件及制导方法,包括:离线轨迹制导、在线轨迹制导以及预测制导,并针对复杂环境下强约束、任务突变等制导难点,展望高精度多约束轨迹制导、快速轨迹规划制导、鲁棒自适应轨迹重构制导等技术;进而,综述了目前高超音速强非线性、不确定性、时变性、结构挠性、控制约束及故障等控制难题及其解决方法,并对系统模型/扰动/故障深层次机理分析、多控制问题兼顾及多控制器切换、智能自主高超音速飞行等控制技术提出了展望.最后,指出了高超音速飞行器的发展需兼顾高超音速打击武器及可重复使用空天往返运载技术,制导控制系统的研制需向极广空域下的智能自主高超音速制导与控制一体化迈进.     

拦截高速运动目标广义相对偏置比例制导律

针对经典比例导引法在末制导阶段拦截高速运动目标时捕获域较小、无法有效利用导弹机动能力及难以实现碰撞角约束等问题,提出了一种广义相对偏置比例制导律。为扩大经典比例导引律的捕获域及提升其对导弹的机动利用能力,设计了一个时变导引系数,使所提制导方案可综合比例及反比例2种导引律的优势。为实现对高速运动目标的定向打击,引入了相对偏置比例,通过控制相对飞行轨迹角以实现对碰撞角的约束。为提升制导方案在拦截高速机动目标时的性能,在制导指令中对目标机动影响进行了补偿。数值仿真结果验证了该制导方案相比于经典的比例导引法具有更大的捕获域和过载利用度,以及较强的碰撞角约束能力。     

可重复使用运载器预测制导与鲁棒容错控制

为实现可重复使用运载器(Reusable launch vehicle, RLV)的再入段准确制导与鲁棒容错控制,提出了一种基于改进预测校正制导律和鲁棒容错姿态控制联合的方法.首先,设计改进倾侧角幅值模型和航迹方位角走廊的预测校正制导律,结合标称迎角剖面,在线计算得出姿态系统的输入指令;然后,针对控制系统的不确定/干扰及舵面部分失效问题,提出一种改进跟踪微分干扰观测器来估计不确定/干扰和舵面失效作用,通过在观测器中增加前馈项进一步提高了复合干扰的估计精度;最后,针对舵面饱和问题设计辅助抗饱和系统,并应用sigmoid饱和函数来改善姿态系统中角速率回路反步法的控制性能.制导与控制系统的六自由度联合仿真实验表明,在考虑姿态回路复合干扰、舵面部分失效及饱和的情况下,RLV准确跟踪了姿态角指令,其飞行轨迹能够到达再入终端落点区域并满足约束条件,因此提出的方法实现了再入段准确制导,较好解决了姿态回路不确定、舵面部分失效及饱和问题,具备良好的鲁棒容错控制性能.     

升力式再入飞行器全程三维自主制导方法

为增强升力式再入飞行器任务的灵活性,减少射前准备,实现快速发射和精确打击,研究一种升力式再入飞行器全程三维自主制导方法.首先,再入段制导提出通过再入走廊上下边界内插得到阻力加速度剖面,倾侧角采用两次反转的设计方法,通过调节阻力加速度剖面的内插值系数和倾侧角的反转点来满足约束和精度的要求;然后,下压段仅依靠飞行器当前信息和目标点位置采用比例导引的形式来设计导引律,并通过对导引系数的实时更新实现以一定的弹道倾角对目标的精度打击;最后通过对再入段和下压段衔接点处控制指令的平滑过渡,得到全程三维自主制导方法.蒙特卡洛打靶仿真结果表明,该制导方法能够导引飞行器在满足再入约束的情况下以规定的弹道倾角对目标实施精确打击,其中打击偏差小于10 m,弹道倾角偏差小于1.3°.     

对接飞行器大角度姿态机动控制

建立了适用于追踪飞行器大角度姿态机动控制的数学模型,以时间最短为最优控制指标,通过一个高矩阵变换,利用极小时同控制原理建立了相对姿态运动中俯仰-偏航双轴机动、滚转单轴稳定的极小时同反馈控制律.仿真结果验证了所给模型及控制方法的有效性。     

柔性航天器单轴姿态机动的鲁棒稳定性分析

为了研究带有两帆板柔性航天器滚转姿态机动的稳定性问题,建立了该飞行器滚转运动的姿态动力学模型,并在建模时考虑了帆板的弯曲振动.利用基于二次型性能指标的最优控制理论,采用状态反馈的方法,设计了一种LQ控制律.采用灵敏度方法给出了系统的鲁棒界,即系统的确保幅值裕量和确保相位裕量.基于灵敏度方法对系统鲁棒性的分析结果和实际闭环系统的仿真结果分别验证了设计的控制律不仅可以使柔性航天器完成大角度的滚转姿态机动,而且能在相当大的参数摄动下保持系统的鲁棒稳定性.     

基于侧向机动能力预测的高超声速飞行器再入制导算法研究

针对预测-校正制导中侧向制导使用传统误差走廊制导法自适应能力差的问题,在不过多增加计算量的前提下,提出一种基于飞行器侧向机动能力预测的再入制导算法。利用纵向制导所得倾侧角幅值函数计算飞行器再入时升力侧向分量均值,依此设计边界约束动态变化的横程走廊控制倾侧角反转时机。引入在线参数估计以抑制再入过程中大气密度和飞行器气动参数扰动对预测模型的影响。以CAV-L高超声速飞行器为对象,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算法均能有效引导飞行器飞向目标,落点误差小,制导效果稳定。Monte Carlo仿真验证了制导算法对再入初始状态偏差和过程扰动具有良好的自适应性和鲁棒性。