基于伪谱法的空天飞行器上升段非线性闭环最优制导算法

针对具有过程约束和终端状态约束的大气层内空天飞行器上升段制导问题,给出了一种基于伪谱法的固定采样非线性实时最优制导算法,通过连续在线计算开环最优控制的方式提供闭环反馈。针对闭环最优制导过程中首次轨迹优化时的初始猜测问题,提出了采用运载火箭真空段飞行最优上升轨迹作为大气层内最优上升轨迹的初始猜测,改进了初次轨迹优化的初始猜测过程中,直接采用伪谱法进行计算导致的计算速度过慢的缺点。仿真结果表明,该实时最优制导算法能有效地抑制飞行过程中不确定性和扰动的影响。     

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。     

滑翔飞行器弹道在线规划及制导技术研究

针对目前弹道在线快速规划及制导方法的不足,充分借鉴离线弹道规划方法和拟平衡滑翔弹道在线规划方法的优点,并与跟踪制导方法相结合,提出了一种应用于滑翔飞行器的弹道在线快速规划方法及制导方法,有效提高了长时间滑翔飞行器大气层内飞行的自主性和灵活性。结果表明:弹道在线快速规划方法可以在弹载计算机上快速生成一条远程飞行轨迹,制导方法对规划出来的标准弹道的跟踪效果较好,适应偏差能力强。弹道在线快速规划及制导方法简单可靠、容易实现,具有较好的工程应用价值。     

重复使用运载器末端区域能量管理段三维制导轨迹在线推演研究

研究了重复使用运载器(RLV)末端区域能量管理段(TAEM)三维制导轨迹在线推演算法。根据RLV当前动压、位置和航向,规划动压参考剖面和横侧向参考轨迹,采用基于高度的质点动力学方程在线推演出满足过载、动压约束以及终点动压、位置和航向要求的三维轨迹。横侧向参考轨迹规划分为2个阶段,即消除横向位置误差兼顾减小纵向位置误差阶段和消除纵向位置误差阶段,提出了组合使用3种模态消除纵向位置误差的新方法。对于三维轨迹推演,提出了采用航迹倾斜角补偿法二次推演三维轨迹的新算法,修正终点位置误差超过自动着陆(ALI)容许范围的三维制导轨迹,使误差进入容许范围。仿真计算结果显示,该三维轨迹在线推演算法具有快速、准确、对初始点位置和航向分布鲁棒性强的特点。     

可重复使用运载器再入在线制导方法研究

为提高可重复使用运载器再入制导方法的精度和鲁棒性,研究了一种再入在线制导方法。该制导方法在每个制导周期内通过数值方法实时在线预测终端距离误差,迭代得到倾侧角控制量的增量,与预先设计的标准控制量叠加后形成控制指令,用于实际再入过程的制导。仿真结果表明,该制导方法对于初始状态误差和各种参数摄动具有较好的鲁棒性,并具有较高的精度,便于工程实际应用。     

弹道导弹中段机动突防制导问题的仿真研究

对弹道导弹中段机动突防制导问题进行了仿真研究.完成了导弹高空机动突防系统概念设计,建立了大气层外飞行的导弹突防制导问题的数学模型,设计了非线性规划求解突防制导指令的两种算法:基于解析解的Bang-Bang控制形式求解和多重参数化法求解.最后基于以上数学模型和算法模型建立仿真系统,对突防制导问题的两种算法进行仿真验证.     

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。     

跳跃式再入快速预报校正制导算法研究

针对深空探测跳跃式再入返回飞行任务,提出了一种加速的数值预报校正制导算法,该算法通过在预报过程中对开普勒飞行段进行解析轨道预报,以此提高制导算法的预报和迭代校正速度。考虑到忽略大气影响的解析轨道预报精度问题,加速算法选择了合适的解析预报激活高度,并在一次下降段和一次上升段分别采用加速制导算法和传统预报校正制导算法的分段混合策略,从而实现制导效率与制导精度的综合性能最优。最后,通过蒙特卡洛仿真试验证明了新算法的加速效果非常明显,有利于预报校正算法的在线应用。     

基于Q-Learning算法的再入飞行器制导方法

针对再入飞行器制导方法需要根据人工经验调整参数才能适应不同远近、方位目标点的问题,提出"智能预测校正制导"的概念,将飞行环境构建为包含千万量级状态点的状态空间,采用强化学习算法训练制导模型参数,纵向制导依然采用基于定攻角剖面的倾侧角迭代方法,横向制导则利用Q-Learning算法训练横向翻转决策器。结果表明,该算法训练制导模型有较快的收敛速度,集成多个决策器的打靶成功率达到0. 973。基于QLearning算法的再入飞行器制导方法消除了原有方法基于规则的横向制导逻辑对飞行器附加的一些不必要约束,使飞行器在复杂任务中发挥其较强的机动能力成为可能,有望应用于规避多禁飞区的轨迹规划研究。     

可重复使用运载器异构多执行机构混合算法研究

基于线性规划方法对可重复使用运载器提出了一种简单有效、物理意义明显的实时在线控制分配算法，根据高空段飞行器的参考轨迹，提出了合理的系统结果和实现方法。将控制律给出的控制力矩合理分配给气动面的反作用控制系统，并考虑了实际的硬件特性要求。分析了算法中参数的设置方法和其对应的物理意义。避免了由于执行机构和其工作模式更换导致飞行器出现瞬态变化和系统颤振。最终的仿真表明了该算法具有明显的效果。     

基于MPSP算法的高速飞行器上升段制导研究

针对高速飞行器的上升段制导问题,提出了一种基于模型预测静态规划(Model Predictive Static Programming,MPSP)算法的自适应制导方法,实现了在存在不确定情况下高速飞行器对期望末端状态的高精度制导。MPSP算法在求解带末端约束的两点边值问题方面具有高效性,能够实现飞行过程中制导指令的快速计算。此外,考虑到MPSP算法是一种依赖于模型的算法,而复杂多变的大气环境带来了气动参数的不确定性。采用带遗忘因子的递归最小二乘法(Recursive Least Squares,RLS)在线地估计综合升力系数和综合阻力系数偏差,对模型进行偏差修正,提供了制导方案的自适应性。仿真结果表明,该制导方案能较好地完成飞行任务。     

弹道导弹再入段跟踪制导算法研究

首先针对弹道导弹再入大气层后的弹道轨迹进行仿真建模。为解决当前目标跟踪算法中机动模型与再入类目标实际运动不匹配的问题,采用了基于弹道模型的目标跟踪算法。获得滤波结果中来袭导弹目标的每一时刻位置及速度信息后,利用比例导引制导方法,可以实现对来袭目标和拦截弹理想弹道轨迹的三维数据仿真。仿真结果表明,算法可以对导弹目标进行稳定的跟踪,对拦截弹进行精确的制导。     

基于FPGA的末制导雷达伺服系统设计

主要论述了基于FPGA的末制导雷达伺服系统设计.结合末制导雷达讨论其电机控制、二阶伺服系统性能和PID校正算法,利用VHDL语言设计,实现基于FPGA的方位步进电机开环定位控制和俯仰直流电机闭环速度控制的伺服系统.结合实际应用中遇到的问题,提出了基于"反馈控制"理论的有效的补偿算法,该算法提高了伺服系统的稳定性、快速性和精度.     

基于侧喷流直接力技术的运载器姿态控制方法

侧向喷流直接力控制技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用.运载火箭作为跨大气层飞行器,可以尝试采用该技术进行姿态、轨道控制.介绍了一种由侧向喷流发动机作为姿态控制执行机构的运载器,建立了运载器在大气层外飞行条件下的姿态动力学模型并设计了姿态控制规律.仿真结果表明,在姿控发动机存在安装误差的情况下,所设计的控制规律可以实现对运载器姿态的控制,通过选择控制器参数改变系统的响应特性可以满足迅速、精确、稳定地控制系统的要求.由此可见,采用侧向喷流直接力姿态控制系统能够完成运载器姿态控制任务.     

月面大范围空间机动初步优化

月面大范围机动技术将是未来探索以及开发月球的关键技术之一,月面机动轨迹优化可以显著减少机动过程的燃料消耗。主要针对月面大范围机动轨迹进行初步优化,将整个机动轨迹分为上升段、自由漂浮段、第1次动力减速段、垂直动力着陆段,前面3个飞行阶段是对整个飞行任务的初制导,在达到飞行射程的同时使飞行终端满足垂直着陆段的降落要求,通过垂直着陆段修正初制导误差,使飞行器满足目标点精确着陆要求。首先,建立各个飞行阶段的运动学模型,将前3个飞行阶段作为一个轨迹优化问题,采用遗传优化算法对优化问题进行求解。另外,将垂直动力着陆段轨迹优化问题通过无损凸化和离散的方式转化为一个有限维的二阶锥凸问题,通过凸优化求解器求解以实现在线轨迹优化。仿真结果表明,采用的轨迹优化方法具有较高的任务适应性和鲁棒性,可以适应不同机动任务需求实现高精度垂直动力着陆。     

基于在线轨迹生成的末端能量管理段复合制导技术

设计了一种基于在线轨迹生成的空天飞行器末端能量管理段预测校正复合制导方法,解决了传统制导方法实现复杂,鲁棒性不够强的问题。首先,建立能量-高度/航程的走廊和特征剖面,将制导问题转化为高度控制和航程调节问题;然后,研究了捕获转弯航向角迭代搜索算法,在线完成地面航迹生成和航程预测;最后,基于在线生成的航迹和预测的航程,设计了减速板开启角度和飞行器高度对航程联合校正的复合制导策略。仿真结果表明:存在参数不确定性和初始状态偏差的情况下,该制导方法依然具有良好的鲁棒性和精度。     

基于虚拟再入角的快速离轨制动制导方法

为满足再入飞行器快速离轨制动的需求，提出一种基于虚拟再入角的快速离轨制动制导方法。在分析脉冲离轨制动的制导机理的基础上，采用有限推力方式逐渐接近终端状态，满足再入角度和再入速度的交班需求；采用凸优化方法计算满足多终端约束的时间最优轨迹，结合有限推力制导算法的仿真结果，分析轨迹特点，提出虚拟再入角概念，设计考虑多终端约束的快速离轨制动的在线制导算法。分别从运算效率和制导精度两个方面，同现有方法进行比较，并在发动机推力大小与方向存在偏差情况下进行蒙特卡洛仿真。仿真结果表明，相比于现有算法，所提出的算法在保障同等控制精度的前提下，实现了快速离轨阶段快速的目标，且可以满足在线计算的需求。     

拦截弹中制导弹道在线快速规划方法

针对满足多约束条件的拦截弹中制导弹道在线快速规划问题,提出一种基于虚拟域动态逆的在线弹道规划算法。引入虚拟因子,将离散状态变量从时间域转入虚拟域中,并基于动态逆思想,利用虚拟弧长求得边界条件的高阶导数,提高计算效率;构建过程约束的惩罚函数,结合性能指标进行规划,使弹道能够满足时间域上的多约束条件。结合该算法提出目标信息更新后的在线重新规划策略。仿真结果表明,基于虚拟域动态逆的在线弹道规划算法虽然计算精度较弱,但是能够快速生成满足多约束条件的参考弹道,具有很好的实时性与鲁棒性,适用于求解弹道在线快速规划问题。     

重复使用运载器气动性能CFD研究

应用CFD方法研究了两级重复使用运载器上升段和轨道器再入段的气动性能.结果表明:轨道器升阻性能、纵向静稳定性能、横向静稳定性能及亚、跨声速段航向静稳定性能均满足气动总体设计基本要求,其它性能有待改进;运载器上升段气动性能与一般运载火箭类似,只是升阻比偏高,使用摆动喷管后可以保证纵向和横向稳定性.     

改进的hp自适应网格细化算法及应用

针对高超再入飞行器的轨迹快速优化问题,提出了一种改进的hp自适应网格细化轨迹快速优化算法。采用hp-LGR伪谱法将多区间连续时间最优控制问题转化为非线性规划问题;以离散的微分-代数约束在采样点上的残差作为解的精度估计准则;在需要提高求解精度的区间,将轨迹曲率作为选择h法或者p法提高求解精度的判据,通过迭代调整子区间的个数、区间内插值多项式的维数达到求解精度要求。仿真结果表明,本文算法能够以较少的计算代价得到较高精度的解,更适合求解多约束条件下轨迹优化问题。