基于特征模型的再入飞行器自适应制导律设计

文中针对航天飞机类再入飞行器对参考阻力加速度曲线的跟踪问题，设计了基于特征模型的自适应制导律．首先将线性定常系统的特征建模方法推广到单输入单输出线性时变系统，从而建立了再入飞行器的特征模型，然后对特征模型提出一种新的非线性微分黄金分割自适应控制律．当特征模型的系数属于有界闭凸集，且系数的变化速率满足一定约束条件时，文中证明了非线性微分黄金分割自适应控制系统是一致渐近稳定的．在特征模型的基础上，通过结合使用跟踪控制律、非线性微分黄金分割控制律和改进的逻辑积分控制律，设计了再入飞行器基于特征模型的自适应制导律．它克服了反馈线性化方法要求精确获得对象模型的缺点．仿真结果表明，文中设计的自适应制导律对参考阻力加速度曲线的跟踪性能明显优于反馈线性化方法．     

基于虚拟领弹-从弹的集群分布式协同制导技术研究

本文讨论了多导弹集群分布式协同制导的问题并设计了一种基于虚拟领弹-从弹架构的制导律用于满足攻击时间约束的要求.该分布式协同制导律是一种由基础制导指令和攻击时间误差反馈项组成的复合制导律.对于仅考虑终端攻击时间约束的场景,基础制导律为传统的纯比例导引;若同时考虑终端落角和攻击时间约束,基础制导律为基于剩余飞行时间加权的最优落角约束制导律.通过理论分析,本文证明了所设计的分布式协同制导律能够使得所有导弹的攻击时间误差在目标命中时刻严格收敛于零.对于不考虑/考虑终端角度的场景进行仿真,验证了所提出制导律的有效性.     

高精度再入返回轨道控制技术

2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在预定着陆区,标志着探月工程三期月地高速再入返回任务取得了圆满成功.其中飞行器服务舱的制导,导航与控制系统以高精度的再入角和准确的返回再入速度将返回器送入返回走廊,是整个飞行任务的关键环节.本文介绍了为实现以11 km/s速度再入返回地球,解决对地球再入角和返回速度的准确度要求高的难题,飞行器服务舱的制导,导航与控制系统所采用的轮控姿态管理,喷气管理和高精度加速度计闭环轨控的组合技术.在轨实施取得了轨道控制精度小于0.009 m/s,再入角控制精度小于0.024°的控制结果,达到了再入返回轨道控制的高水平.     

探月三期月地高速再入返回飞行器技术设计与实现

探月三期月地高速再入返回任务是我国首个深空探测再入返回任务,研制目的是突破和掌握月地高速再入返回关键技术,为嫦娥五号任务研制奠定基础.本文给出了月地高速再入返回飞行器的任务特点,进行了任务概貌和研制过程介绍,阐述了双平台和多目标飞行器方案设计及飞行过程设计情况,并给出了在轨飞行结果.结果表明,月地高速再入返回飞行器所有功能性能均满足任务要求,在轨飞行状态正常,技术设计正确可行.     

月地高速再入返回飞行器供配电系统设计与实现

结合月地高速再入返回飞行器主要任务特点,简要介绍了供配电系统的功能、主要指标、多舱段联合供电电源系统方案,提出了高比能量锌银蓄电池设计、多模式氢镍蓄电池充电策略、多母线均流设计等方法,解决了返回再入飞行器在复杂空间环境下的高可靠轻小型化供配电系统设计难题.在轨飞行试验结果表明:供配电系统功能正常,工作可靠,性能优良.提出的再入返回飞行器供配电系统分析与设计方法,满足并确保了再入返回飞行试验任务的可靠实现,可为未来探月及其他深空探测领域供配电系统设计提供参考和借鉴.     

乘波布局高超声速飞行器纵向静稳定特性分析

高超声速滑翔飞行器稳定性设计方法的研究具有重要应用价值.乘波体构型滑翔飞行器由于没有平尾且飞行在高空、高超声速条件下,其纵向静稳定特性与常规飞机有很大不同,对此传统飞行力学并无相应设计依据.在相切锥乘波体理论基础上,本文建立了计及流向一阶导数和二阶导数的微元计算模型,结合牛顿法、活塞理论、切楔/切锥法的理论推导与CFD数值计算,研究了典型二维剖面在高超声速、宽攻角范围下的纵向静稳定特性,从理论角度证明了沿流向＂下凸＂的流线特征有利于保证纵向静稳定,而＂上凹＂形状特征不利于纵向静稳定,该结论通过二维和三维算例得到了验证.以上述分析为基础,解释了基于锥型流的乘波体难以满足纵向静稳定性的物理原因,以及俯仰配平舵面可能对纵向静稳定性带来的影响,并提出了相应解决方案.进一步分析表明该结论适用于宽马赫数和宽高度范围,且黏性作用并不改变上述规律,相关结论可作为高超声速滑翔飞行器气动设计的参考.     

月地高速再入耐烧蚀天线设计与验证

月地高速再入返回飞行器是我国首次深空再入返回的航天器,飞行器以第二宇宙速度再入地球大气层,与近地轨道再入返回的返回式卫星及飞船相比,再入热环境条件更为严酷,具有热流密度峰值高、比热焓高、总加热量大、加热时间长的特点,对于再入飞行器天线设计要求更为苛刻.本文对月地高速再入返回轻小型宽频耐烧蚀天线设计方法以及试验验证情况进行了阐述,给出了试验验证结果,飞行验证结果表明,耐烧蚀天线的防隔热、电、机一体化协同设计与验证技术得到了充分验证,各项性能满足总体指标要求.     

月地高速再入返回飞行器测控系统设计与实现

月地高速再入返回飞行器测控系统负责完成遥控、遥测及测距功能,并配合地面完成探测器测定轨及返回器搜寻工作.针对飞行器构型布局复杂、返回器重量资源受限及再入速度高的难点,通过异频半空间组阵设计实现了测控全空间覆盖;通过系统集成化及单机轻量化设计解决了返回器资源受限问题;合理设计了应答机锁相环路带宽以适应高速再入捕获要求.本文给出了月地高速再入返回飞行器测控系统方案以及相关测控关键技术,并对再入返回测控系统在轨飞行结果进行介绍.     

探月三期月地高速再入返回飞行器工程参数测量系统设计及飞行结果

月地高速再入返回飞行试验任务目标是验证与半弹道跳跃式返回再入的相关技术,全面可靠的获取试验相关数据,对试验结果评估至关重要,为此飞行器专门设计实现了一套包括力、热、图像等参数采集与存储的工程参数测量系统,本文给出了该系统的设计情况及飞行结果.     

探月三期月地高速再入返回飞行器全任务飞行过程验证策略设计与实践

探月三期月地高速再入返回飞行器是我国首次开展地外航天器跳跃半弹道再入式返回,飞行过程新,系统集成度高.本文首先依照全过程中不同阶段的飞行特点,采用静态映射的方式完成飞行任务剖面的划分;然后在此基础上开展用例场景的识别;最后生成相应的测试用例.形成了完整的面向全任务飞行过程的验证策略设计思路.该方法已在实践中得到应用,可作为后续工作的参考.