模糊变结构在可重复使用运载器再入轨迹跟踪上的应用

为了减小可重复使用运载器(RLV)轨迹跟踪对气动参数及初始状态的依赖性,克服鲁棒性差的问题,在纵向跟踪制导方面,提出一种基于模糊变结构的轨迹跟踪方法。在侧向轨迹控制方面,提出了一种快速收敛的在线规划倾侧角反向时机的方法。仿真结果表明：采用模糊变结构的纵向跟踪控制方法,在存在较大初始状态误差及气动参数摄动的情况下,能较好地实现对标准轨迹的稳定跟踪,具有较强的鲁棒性;采用所设计的侧向制导方法可以实现反向点的在线规划,有效地提高了侧向制导的精度。     

重复使用运载器在线轨迹生成技术研究

提出一种与重复使用运载器末端区域能量管理制导策略相适应的在线轨迹生成技术。首先，形成在线轨迹生成技术相关的概念，分析在线轨迹生成技术的思想，给出轨迹设计方法。这种方法充分考虑RLV的飞行能力，根据当前的状态和末端期望的状态，规划动压剖面，利用质点动力学方程在空间上的等价，在动压剖面上规划高度剖面，并且将各种动态约束融入到轨迹设计中，自主生成一个物理上可飞的、稳定的轨迹剖面，减少轨迹设计的迭代次数和时间。最后在不同的初始条件下进行了在线轨迹设计，结果表明了此方法的鲁棒性和实用性。     

一种基于解析规划的多约束再入制导算法

提出了一种基于H-V剖面的亚轨道飞行器再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和过渡段分别进行规划,初始下降段采用常值倾侧角飞行,过渡段则采用四次解析多项式进行描述,满足再入走廊约束和能量管理(TAEM)初始条件的同时提高再入轨迹在线规划速度;通过反馈线性化方法设计自适应控制律跟踪标准剖面,同时根据航向误差走廊确定滚转方向,从而完成纵向和侧向的联合设计。仿真结果表明,该制导方法对初始状态偏差和参数不确定性具有较强的鲁棒性。     

基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

基于拟平衡滑翔的再入轨迹快速规划方法

针对高超声速飞行器多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于拟平衡滑翔条件的三维再入轨迹快速规划方法;该方法充分利用滑翔式高超声速飞行器的再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件,将过程约束转化为对倾侧角的约束;纵向轨迹规划采用直接规划倾侧角的方法,在倾侧角约束空间中利用内插的方法得到倾侧角剖面;侧向规划采用横程约束走廊确定倾侧角的反转时刻;最后,对该轨迹规划方法进行了算例分析,结果表明：该轨迹规划方法能够在满足各种过程约束和终端约束的情况下快速完成再入轨迹规划。     

基于坡度率的再入飞行器在线轨迹规划

为了实现再入飞行器轨迹快速生成,提出了一种在线轨迹规划方法。利用改进的拟平衡滑翔条件,提出了坡度率的概念。通过设计坡度率,可获得不同航程的纵平面弹道。为了加大航程的调节范围,在基于坡度率的纵向轨迹规划方法基础上,引入了倾侧角,同时规划坡度率和倾侧角可以获得较大范围的航程覆盖区。飞行器航程跟坡度率、倾侧角、初始航向误差角、飞行时间存在对应关系。离线计算若干条不同工况的轨迹并存盘,当给定新的目标点时,只需计算出目标点距离初始点的航程和目标视线角,通过插值得到所需的坡度率、倾侧角、航向误差角和飞行时间,然后利用轨迹积分,能够快速获得一条完整的三自由度轨迹。仿真表明,利用本文的方法,生成一条实际飞行时间2000 s的再入轨迹,只需要0.2 s左右,极大地提高了在线轨迹设计效率。     

基于深度学习的高超声速飞行器再入预测校正容错制导

针对故障条件下高超声速飞行器的容错制导问题,提出一种基于深度学习的预测校正容错制导算法。在纵向制导律设计中,求解故障下满足配平要求的攻角剖面和升力、阻力系数;构建并训练输入端包含升力、阻力系数变化量的深度神经网络来预测落点,以避免传统预测校正制导算法中大量的积分运算;侧向制导采用基于航向角误差走廊的倾侧角反转逻辑;构造扩张状态观测器对气动参数变化量进行估计,实时输入深度神经网络。仿真结果表明,所设计的容错制导算法制导精度高、实时性好,且在故障和参数摄动条件下能实时解算出满足飞行要求的制导指令。     

可重复使用航天器再入协同制导研究

从可重复使用航天器(Reusable Launch Vehicle,RLV)协同飞行任务需求出发,针对多RLV再入协同制导问题进行研究,设计了一种再入协同制导方案,重点对再入协同制导律进行设计.该再入协同制导方案分为3部分:第1部分是再入前弹道规划,设计了基于伪谱法的轨迹规划方案,以时间协同作为约束条件,初步设计出满足协同要求的再入轨迹;第2部分是时间协调策略设计,以再入飞行时间可知性为目标,通过伪谱法对RLV的飞行时间进行预测,实现多RLV的再入协同飞行时间协调;第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计,以飞行时间可控性为目标,将飞行时间作为强约束,使用伪谱法生成制导指令.最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性.     

运载器大气层内轨迹在线规划与闭环制导

针对传统运载器上升段制导算法简单易行,但在稠密大气层内可能出现耗时长、任务适应性差、制导精度较低等问题,通过基于非线性规划(NLP)的通用轨迹快速优化方法解决运载器大气层内上升段轨迹在线规划问题,采用两步MGPA非线性规划算法,并应用基于LQR的闭环制导方法实现对规划弹道的精确跟踪,最后进行了仿真分析。结果表明所研究的运载器大气层内轨迹在线规划与闭环制导方法精度、计算效率均满足要求,具有一定的工程应用价值。     

基于准平衡滑翔的再入轨迹解析规划方法

针对禁飞区等多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于准平衡滑翔的再入轨迹规划解析方法。纵向剖面规划中,基于准平衡滑翔条件,以航程为自变量构建了相关弹道参数(如高度、速度、阻力加速度、攻角和倾侧角等)的解析表达式,建立了高度-航程空间内的多约束飞行走廊。横向剖面规划中,采用一种基于横、纵程多次函数的解析规划方法,有效解决了对禁飞区的规避问题。上述算法将复杂的多约束再入轨迹规划问题转化为简单的解析求解,极大提高了轨迹规划速度和可靠性。基于CAV-H的仿真算例表明,提出的轨迹规划算法运行速度快,规划结果平滑,精度高,逻辑简单且易于工程实现。     

具备目标重定向能力的自适应再入制导律

将再入弹道跟踪问题转化为再入弹道状态调节问题,得到了一个LTV系统最优控制问题,在此基础上,利用基于伪谱算法的最优反馈控制算法,设计了一种便于在线实现的自适应鲁棒再入制导律.仿真结果表明该制导律在改变参考轨迹后依然能够较好地跟踪新的参考弹道,具备较好的动态性能和再入制导精度,而且不需要显示积分和显示增益调度.     

仅利用位置信息的自主水下航行器主从式编队控制方法

研究了自主水下航行器的主从式编队控制问题，提出了跟随者仅利用领航者的位置及航向信息，而不利用领航者的速度、角速度和动力学模型信息的编队控制方法。根据领航者的运动状态及期望的编队队形推导出跟随者的参考路径，并仅利用领航者的位置及航向信息设计一虚拟航行器，使其轨迹与参考路径在有限时间内重合。考虑了水下航行器的参数不确定性以及海流干扰等特点，给出了跟随者的自适应变结构控制律，使得跟随者沿着虚拟航行器的轨迹运动，从而与领航者保持期望的距离，达到编队控制的目的。仿真结果表明所提出的算法是有效的。     

扩展弹道成型末制导律特性分析与应用研究

基于剩余飞行时间的指数函数构建了扩展的权函数和目标函数,引入常值机动目标,利用最优控制理论,扩展得到最优弹道成型制导律簇。针对无制导动力学滞后的制导系统,利用施瓦茨不等式,求解得到了在初始位置误差、方向误差、目标常值机动及终端落角约束作用下的制导律加速度指令解析解。分析指出,当罚函数中剩余飞行时间的指数大于0时,加速度指令在弹道末端趋近于0.利用无量纲化方法和伴随法,研究了含有一阶动力学滞后的制导系统在初始方向误差和终端落角约束作用下的无量纲位置和角度脱靶量特性。结果表明:当末导时间为制导系统动力学滞后时间常数的15倍左右时,落角约束、初始方向误差引起的位置和角度脱靶量均趋近于0;且初始方向误差角和终端落角方向相反时的位置和角度脱靶量要小于二者同号时的情况。     

基于线性弹道模型的末段修正弹落点预测

针对末段修正弹在弹道末段快速预测落点的问题,提出一种将六自由度刚体外弹道模型线性化的方法,得到线性弹道方程组并求其解析解,结合剩余飞行弧长估算公式,推导出弹道落点快速预测解析公式。以六自由度弹道为基准,通过仿真分析了不同射角不同预测点下线性弹道模型预测法的预测精度和解算时间,结果表明该方法对偏流方向的落点预测误差小于8 m,解算速度相比三自由度数值积分落点预测法提高了一个数量级。该方法为弹载计算机进行实时快速弹道解算提供理论依据,对末段修正弹的工程应用具有参考价值。     

基于hp自适应伪谱法的变后掠翼导弹弹道优化设计

为了提高变后掠翼导弹的终端速度,对其末端弹道优化问题进行了研究。基于终端速度最大,采用后掠角和攻角双变量优化方案,建立了在动压、过载及边界条件等多约束条件下的弹道优化模型。鉴于全局伪谱法在解决复杂多约束条件下最优控制问题存在的局限性,采用将全局伪谱法与hp型有限元法融合的hp自适应伪谱法,将弹道优化问题转化为非线性规划问题,并将仿真结果与已有的粒子群算法的最优弹道对比,验证了模型和方法的正确性。结果表明,采用hp自适应伪谱法得到的最优弹道在保证了较高的命中精度的前提下,能够以更高的终端速度和更佳的弹体姿态攻击目标。     

一维弹道修正引信阻力器空气阻力的简捷测量

一堆弹道修正引信阻力器空气阻力的简捷测量，是在弹丸零攻角、低风速下测量空气阻力的试验方法．测量系统由压力传感器、悬挂装置、试验弹、风速产生设备，等组成．当悬挂试验弹吹风产生时。压力传感器输出电压将变化。通过阻力与压力转换关系可得出试验弹的空气阻力。并计算出空气阻力系数．对改装PP87式82mm迫击炮弹的空气阻力对比测试，该方法与风洞试验、计算机仿真结果趋势相符．     

高超声速飞行试验助推段弹道优化方法

为减小高超声速飞行试验助推段飞行环境的恶劣程度,提出了一种生成三自由度最优弹道的方法。采用基于攻角编码的遗传算法,并用三次样条对攻角-时间历程进行平滑处理。优化过程首先搜索满足窗口参数的可行解,然后以攻角范围、最大动压、最大法向过载等参数为目标函数,以窗口参数为约束,搜索飞行环境恶劣程度最低的最优化弹道。计算结果表明,该算法能够避免理论弹道中存在局部高风险阶段的情况,并具有良好的鲁棒性。     

基于动压剖面的再入弹道解析解

针对升力体飞行器滑翔再入的飞行特点,提出基于动压剖面的再入弹道解析方法.首先,推导基于动压和高度历程的质点动力学方程,并给出已知动压剖面求弹道的解析算法.其次,根据飞行任务把滑翔再入过程分成初始下滑段和准平衡滑翔段,通过动压规划设计准平衡滑翔段弹道.最后仿真表明基于动压剖面的弹道设计方法能满足滑翔再入的飞行任务和飞行约束.     

滑模控制在制导弹药弹道跟踪中的应用

为使制导弹药有效地沿方案弹道飞行,研究了以姿态角为控制指令的三维滑模弹道跟踪控制系统。探讨了基于弹道修正策略的跟踪控制方案,将动态逆方法与趋近律滑模控制相结合设计了跟踪控制器。分析了控制器参数与系统的闭环稳定性、抖振与跟踪性能之间的关系。根据空间几何运动关系设计了过渡参考弹道,有效避免了启控点偏差带来的控制饱和问题,并给出了光滑的控制指令信息。弹道仿真表明,滑模控制可使制导弹药较严格地按期望轨迹飞行,对各种干扰具有较强的鲁棒性,控制器边界层参数的选择需综合权衡控制精度和抖振问题。     

平流层气象探测火箭载荷释放时间预测方法

为精确预测平流层气象探测火箭在卫星导航接收系统工作异常情况下的探测载荷释放时间,在高空稀薄空气条件下,分析弹道顶点高度、速度及下降时间与火箭下降段动压之间的关联,建立了利用火箭上升段海拔高度、速度及弹道倾角预测弹道顶点参数的模型,对弹道顶点速度及高度进行预测。经计算得到了火箭自弹道顶点下降至满足减速系统开伞动压的延时时间表,以及弹道顶点速度及海拔高度预测数值表,将预测数值表按弹道倾角维进行拟合,可以有效压缩表格数据容量。利用数值表插值计算实现了载荷释放时间的准确预测,具备工程应用条件。