基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。     

高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计

建立了升力体再入滑翔飞行器的气动模型和多约束模型。多约束模型除了包括热流密度、气动过载、动压和终端约束等典型约束外,还建立了更符合实际任务的路径点和禁飞区约束模型,并利用路径点、禁飞区和终端约束划分弹道,在各段分别使用高斯伪谱法进行弹道求解,将多段多约束的最优控制问题转换为非线性规划问题。改进的准平衡滑翔条件保证了弹道平缓。最后通过Matlab仿真计算验证了所用分段高斯伪谱法规划弹道比传统的高斯伪谱法具有更精确的优化结果和更高的优化效率。     

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。     

基于状态观测器的高超声速滑翔飞行器控制系统设计

以再入滑翔飞行器为研究对象,基于状态观测器设计了高超声速滑翔飞行器控制系统.为了满足高超声速滑翔飞行器高精度、高稳定控制的要求,针对滑翔飞行过程中可能存在的测量误差等不确定性因素,在快慢回路假设的基础上,基于轨迹线性化方法分别设计了快慢回路状态观测器,分析表明,基于轨迹线性化状态观测器-轨迹线性化控制器设计的控制闭环回...     

一种基于解析方法的滑翔再入轨迹快速规划方法

采用数值方法对再入飞行器进行在线轨迹规划时,计算量大,针对此问题,研究了一种基于解析方法的滑翔式再入轨迹规划方法,该方法能够快速规划出高精度的滑翔再入轨迹。基于飞行器再入运动特性,对飞行器滑翔再入的阶段进行了划分,并给出了阶段划分依据;基于运动方程,推导了一类含轨迹参数的滑翔式再入轨迹的高精度解析解;根据推导的再入运动解析解,将再入相关约束转化为轨迹参数约束;引入参数校正方法,根据轨迹参数与待飞航程间一一对应的关系,在轨迹参数约束范围内规划出能满足任务需求的再入轨迹。仿真结果表明,分阶段推导的解析解的精度要高于罗赫二阶解,与数值解相近;基于解析方法的滑翔再入轨迹规划方法避免了数值方法的大量积分运算,并能快速规划出满足任务要求且精度与数值方法相当的滑翔再入轨迹。     

基于飞行性能估算的高超声速飞行器总体参数优化研究

为了获得起飞质量最轻的飞行器概念方案,以3种不同动力组合的高超声速飞行器为比较对象,设定统一的优化约束条件。根据功能原理,建立基于飞行性能评估的高超声速飞行器总体参数优化方法,并开发专门软件进行优化计算。最后,通过分析计算结果,给出了3种高超声速飞行器方案的对比结论。     

再入飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究

@@@@为了计算再入飞行器的可压流场特性,采用计算流体力学（CFD）方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器再入飞行过程中的气动加热率与气动特性的数值分布,并依据这些数据对再入飞行器进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。     

对近期美国高超声速飞行器飞行试验的分析

重点介绍了目前美国高超声速飞行器主要研究计划,描述了近期进行多次飞行试验情况,并对飞行试验结果进行了较详细的分析,在此基础上得出了几点思考和启示。     

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。     

基于微分平坦的滑翔式再入轨迹优化设计

为优化设计多约束条件下高超声速再入轨迹,研究了一种基于微分平坦理论的数值方法.引入独立伪控制输入及其始终为零的附加约束,扩展系统的微分平坦属性,将初始优化问题转换到平坦输出空间中,避免积分运算的同时降低了设计维度;采用样条插值参数化平坦输出,将平坦输出优化问题转化为非线性规划问题求解.仿真表明:该方法能够较快的设计出满足约束的再入轨迹,具有一定的工程参考价值.     

基于随机森林的智能电表故障及寿命预测模型

为解决智能电表累积采集信息量大、故障信息种类繁多和突发性强的问题,构建一种基于随机森林的电 表故障及寿命预估模型。依靠大数据分析理论,通过对海量电表的累积数据进行挖掘分析,建立智能电表的故障预 测及寿命预测模型来对故障和寿命进行预测,并同其他模型进行比较。实验结果表明：该预测模型是有效的和准确 的,可为数据挖掘在智能电表管控研究提供参考。     

高超声速飞行器机动航迹优化

用遗传算法优化了高超声速飞行器机动飞行的航迹.建立威胁模型,鉴于高超声速飞行器特性,优化中考虑了飞行器的过载和气动加热.将最优控制问题转化为参数优化问题后,用遗传算法对机动飞行航迹进行了优化,仿真结果表明,该方法优化生成的航迹自动避开威胁,满足了飞行器机动飞行的要求.     

基于KPCA-HSMM设备退化状态识别方法的研究

为消除多通道观测信息冗余,压缩高维故障特征,提出了基于核主元分析( KPCA)多通道特征信息融合的隐半马尔可夫模型( HSMM)设备退化状态识别的新方法。首先,对采集的单通道振动信号进行小波相关滤波处理,构造单通道振动信号的小波相关特征尺度熵向量;然后,利用KPCA方法对多通道的小波相关特征尺度熵向量进行冗余消除和特征融合,得到多通道的融合小波相关特征尺度熵向量;并以此融合特征向量作为HSMM的输入进行训练,建立基于HSMM的设备运行状态分类器,从而卖现设备退化状态的识别。实验结果表明,该方法能有效的识别设备的退化状态,从而为多通道特征信息融合设备退化状态识别开辟新的途径。     

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。     

高超声速飞行器自抗扰PID姿态控制

针对高超声速飞行器模型非线性、气动参数变化剧烈的特点,运用自抗扰技术中的跟踪微分器,设计了自抗扰PID控制器,实现了对高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。仿真结果表明,通过两个跟踪微分器构造的自抗扰PID控制器对于高超声速飞行器这样复杂的模型有很好的控制能力,并且有很好的滤波性能和鲁棒性。     

基于多源信息融合的飞行安全评估模型

为充分利用飞行大数据实现其数据价值,构建基于多源信息融合的飞行安全评估模型.将飞行过程中全时空、全方位、全要素数据进行汇聚整合,设计多源异构飞行大数据云平台的逻辑架构;建立基于多源信息融合的飞行安全评估模型,通过3层信息融合实现对飞行大数据的深度挖掘分析、融合,识别飞行训练的风险源,确定风险等级,并将分析结果可视化.该模型可为飞行训练管理、飞行安全评估和风险预警提供辅助决策支持,确保决策有规律可循,有数据可依,进而提升飞行训练安全管理水平.     

基于挠性吸气式高超声速飞行器的传感器容错控制

针对一类带有挠性的吸气式高超声速飞行器设计具有传感器容错能力的控制器。飞行器机体的刚性模态和挠性模态之间的强耦合作用不仅仅会直接影响到气动力和气动力矩,而且还会造成传感器的测量误差,尤其是给攻角测量带来加性扰动的影响,这给基于状态反馈控制器的设计带来了极大挑战。因此,为了解决这个问题,引入了比例积分型状态观测器,利用系统的输入和受干扰的输出重构出原系统的状态,然后利用重构的状态设计保性能控制器,在稳定该高超声速飞行器模型的同时,也使得给定的二次性能指标达到其最小的上界。本文的主要贡献在于成功地改进了传统意义上的状态反馈方法,并消除了因为挠性模态影响造成的传感器测量误差所带来的影响,这在实际工程中具有重要的意义。文章最后给出的仿真结果显示出了比例积分型状态观测器具有较好的动态性能,以及保性能控制器出色地完成了该模型高度和速度通道对指令信号的跟踪任务。     

吸气式高超声速飞行器控制研究综述

吸气式高超声速飞行器控制系统的任务是在飞行包线内通过发动机提供的推力改变飞行速度并利用气动舵面偏转调整飞行姿态,控制飞行器精确跟踪制导指令。通过探讨高超声速飞行器的动力学特性,从系统建模和控制策略研究两个方面对高超声速飞行器的控制系统设计研究现状进行了分析和阐述,所得结论可为相关研究提供借鉴与参考。     

高超声速飞行器的动态滑模飞行控制器设计

基于高超声速航空飞行器的纵向动力学,提出了一种基于动态滑模原理的飞行控制器。在将模型进行输入/输出线性化的基础上,构造辅助的滑模变量,求取了滑模控制量,实现了动态滑模控制的两阶段收敛。证明了传统滑模面以及辅助滑模面有限时间内的收敛特性,并给出了控制器参数所满足的条件。该方法对不连续的控制量输出加以积分作用,有效地降低了普通滑模控制器的抖振现象。在33 528 m高度和马赫数15的平稳巡航条件下的仿真研究表明：与普通滑模控制器相比,动态滑模有效降低了抖振,并且对参数不确定模型具有更好的鲁棒性。