航天器再入轨迹与控制进展

本文系统地总结了航天器再入轨迹与控制的最新进展，从９个专题对取得的研究成果，存在的问题及发展趋势作了分析，这些专题是最优再入轨迹计算与控制问题的提出及意义，再入飞行轨迹的性能指标，最优再入轨的近似计算与精确数值解，再入制导与控制系统。各类最成气动辅助变轨问题，航天器的组合导航系统，小型再入体的学特性及控制问题，再入飞行中的突防与拦截问题，一些再入问题的相互关系等。     

ABRES弹头(再入飞行器)再入散布研究

本文简要介绍在高级弹道再入系统(ABRES)计划期间,美国为实现小型化弹道式弹头(再入飞行器)的高命中精度而在理论方面和地面试验、飞行试验方面进行的大量研究及其结果。该项研究是在弹道系数从7324kg/m~2至19530kg/m~2、再入角从15°至40°的条件下进行的。研究确定了影响弹头散布的各种因素,这些因素起作用的高度区域,以及它们引起的命中散布的大小或量级。文中以图线形式介绍了这些研究结果,并根据从研究导出的再入误差预算给出了总的再入命中散布。     

有升力再入飞行器烧蚀化学非平衡研究

有升力再入飞行器再入过程中，烧蚀化学非平衡效应对于防热材料烧蚀的影响一直是人们极为关注的问题，但目前国内外在这方面还没有系统的设计计算方法，本文在这个方面做了探讨和研究，建立了相应的烧蚀模型和数学模式，定理给出了平衡烧蚀与平衡烧蚀计算之间的差别，从而能确切地确定在烧蚀计算中和防热设计上是否需要考虑化学非平衡效应的影响，使烧蚀计算和防热设计更为精确和完善，从而提高防热设计的质量和合理性。     

宇航飞行器以超圆速度再入大气层的极限速度和可变迎角问题

本文较仔细地讨论了宇航飞行器返回大气层的极限速度问题,推导出的弹道走廊宽度及允许的最大过载用来限定再入时的极限速度。文中的近似公式可用来估算最大过载及其出现的高度,同时还较详细地讨论了宇航飞行器返回大气层时攻角对再入弹道走廊的上下界、宽度以及过载的影响,并根据升力与阻力的关系提出了最佳攻角变化规律。本文的一些曲线和估算公式可供未来宇航飞行器总体设计、外形选择参考。     

再入飞行器再入函数及其导数与积分

从“直线弹道”的基本假设和结论出发,推导并给出了再入飞行器再入大气层过程中,诸多物理量的近似解析计算公式,揭示了各物理量之间内在的本质联系、各物理量随再入高度的基本变化规律以及它们与再入飞行器再入初始速度、初始弹道倾角、再入飞行器质阻比的关系。     

通用再入飞行器

通用再入飞行器是一种无动力、可机动的一次性使用高超声速滑翔飞行器,带有精确制导的非核战斗部,主要用于远程对地攻击,可用弹道导弹发射。它能实现在一小时内从空间或经过空间向全球任何地点布撒常规武器、传感器或其它载荷。通用再入飞行器为其携带的子弹药和其它系统提供防热、防噪、防振和防冲击等环境保护,并在再入大气层     

复合制导再入机动弹头再入误差分析

根据融合了干扰因素的再入机动弹头再入段六自由度弹道方程,研究了一种基于变化的再入干扰量偏导数矩阵和弹道参数偏差的参数估计方法,由再入干扰方程求得辅助导航系统开始工作前每一时刻的再入误差值.理论推导和仿真结果表明,该再入误差分析方法是合理的,分析结果在估算结果范围之内,气动干扰是再入误差的主要影响因素.     

再入飞行器的滚转异常与控制

主要介绍再入飞行器防热层烧蚀诱导的滚转异常,包括端头烧蚀外形不对称和锥面防热层烧蚀引起的滚转力矩·重点介绍碳-酚醛布带缠绕的防热层滚转力矩机理的试验研究,包括在50兆瓦电弧加热器上及 RPL 火箭发动机排气上进行的地面研究结果及飞行试验结果。研究结果表明,布带缠绕螺旋形方向,布带缝合搭接方向,布带偏斜,以及烧蚀表面不对称特征是产生滚转力矩的主要机理。文中介绍了控制滚转异常的各种方法:从设计、材料、结构、生产与工艺上减小质量不对称及气动不对称,增大静裕度,选好最佳初始滚速;从防热套生产工艺上控制滚转力矩;采用主动式滚速控制系统和被动式滚速控制系统,文中对这些系统作了简要介绍。本文最后提出了几点结论性意见与看法。     

航天运载器采用负升力返回再入研究

研究了采用负升力返回时航天器的再入走廊与轨迹，通过数值仿真和与正升力再入时的结果比较，得到结论：在大升阻比情况下，采用负升力再入时的返回走郎前三分之一段较采用正升力的相应分宽度有较大增加，离轨点所耗燃料质量与热防护系统质量之和较正升力再入时的情况有一定减少；在小升阻比情况下，正、负升力再入时轨道特性、有效载荷基本相同。从而得出，负升力再入概念在提高有效载荷上明显优越于正升力再入概念。     

再入飞行器设计中热环境参数估算方法的探讨

本文通过简化的假设及严格的推导，给出了一套用于再入飞行器总体方案论证阶段的热环境参数的定性分析和定量计算方法，适于总体设计人员在总体参数估算中应用，也可作为总体人员定性分析再入特性时使用。     

再入体气动参数辨识

采用极大似然辨识方法对再入体的气动力和气动力矩系数及小不对称量进行辨识，用辨识的气动参数重构再入体的飞行弹道，用以验证气动参数辨识的准度。     

变体飞行器故障检测与容错控制一体化设计

针对一类后掠翼可变的变体飞行器,考虑同时存在状态时滞和随机丢包的网络环境,基于切换系统理论,研究了变体飞行器闭环故障检测滤波器的设计问题。将变体飞行器建模成以高度、马赫数和后掠角为参变量的切换系统。为了保证系统能够有效检测出系统故障并且跟踪指令信号,基于一体化方法,设计基于模态依赖观测器的故障检测滤波器和基于残差估计的输出容错控制器。通过多Lyapunov-Krasovskii函数方法和平均驻留时间方法分析系统在异步切换情况下的稳定性。以线性矩阵不等式的形式给出满足给定性能指标滤波器和控制器存在的充分条件。通过仿真验证了所提方法能够有效检测出故障,输出信号能够准确跟踪指令信号,且在不确定情况下具有较好的鲁棒性。     

基于反馈增益重构的传感器主动容错控制

针对磁浮列车的加速度计故障,设计基于状态反馈增益重构的主动容错控制策略。当系统的加速度计反馈回路失效后,按照设定准则,修改其他完好反馈回路的增益,使得完好的反馈回路能够对加速度计失效回路进行补偿。当加速度计失效时,根据故障诊断系统提供的故障定位信息,实时切换到离线设计好的状态重构控制律,从而对内环单个传感器故障实现容错。仿真表明了该方法的有效性。     

混杂系统主动容错控制的随机稳定性分析

文中提出了在随机框架下对混杂系统主动容错控制的建模方法。该模型采用两个不同的马尔可夫过程来分别表征故障过程和故障诊断与辨识（FDI）过程。在该模型下,文中给出了混杂主动容错控制系统在任意切换下渐进稳定的充分条件,并将该条件推广到切换线性系统的情况下。最后讨论了在该模型下可以进一步开展的研究。     

基于平衡流形展开模型的涡扇发动机传感器容错控制

基于某型涡扇发动机平衡流形展开模型设计了一种传感器容错控制方案。首先,利用非线性系统平衡流形建模理论建立某型涡扇发动机性能仿真模型。然后,利用该模型在线估计传感器输出,并根据解析冗余方法,重构故障传感器的输出。最后,针对传感器常见典型故障进行了故障容错控制过程仿真。仿真结果表明,所研究的方法能及时、有效的检测到故障传感器,并实现容错控制,表明该方案的可行性。     

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。