高速再入飞行器的鲁棒自动驾驶仪设计

针对高速再入飞行器的自动驾驶仪设计问题,基于鲁棒参数化方法,采用特征结构配置和模型参考跟踪理论设计BTT飞行器姿态控制系统的鲁棒控制器,完成对于制导信号的快速跟踪。本设计的鲁棒镇定器是一个不随滚动角速度变化也无需切换的定常反馈镇定律,结构简单,便于工程实现。通过分析高速再入飞行器的特点,给出了简单可行的控制方案。将所设计的控制器应用于飞行器非线性模型进行了六自由度仿真试验。仿真时考虑了系统执行机构的时滞和饱和特性。仿真结果验证了所设计的控制器的有效性。     

星光导航原理及捷联惯导/星光组合导航方法研究

该文在分析星光导航原理的基础上,给出了捷联惯导/星光飞行器组合导航方案;推证了该组合导航系统的状态方程和观测方程,分析了星敏仪量测误差.结合高超声速跨大气层再入飞行体的模拟飞行轨道,进行了组合导航数学仿真.结果证实该方案能够利用星光导航信息对捷联惯导进行即时修正,表明捷联惯导/星光组合导航系统在较精确地获取载体姿态信息方面具有优越性.     

动量轮控制弹头姿态控制系统设计

提出了一种以动量轮为执行机构的具有中性静稳定气动布局的再入弹头姿态控制新方案。基于动量矩交换原理和中性静稳定概念分析了新方案的可行性,并推导了具有这种新型执行机构的弹头的姿态动力学方程。利用反馈线性化方法,将姿态动力学方程线性化并解耦成俯仰、偏航和滚转三个方向上的单输入单输出系统,然后运用滑模变构控制理论设计各通道的控制器。对姿态控制系统的数值仿真结果表明,所设设计的控制器能实现高精度的姿态机动和姿态稳定,现有动量轮技术指标即可满足滚动通道的姿态稳定。     

再入遥测环境下的PCM/FM信号软解调研究

针对再入遥测环境下遥测信号信噪比较低,而传统解调方法解调门限较高的问题,结合PCM/FM信号相位特性,研究一种基于多符号检测(MSD)的软件化解调方法;对连续观测到的若干个码元信号与本地信号进行联合检测。研究相应的同步算法保障解调的顺利进行。仿真和测试结果验证了MSD的有效性。     

探月三期月地高速再入返回器降落伞减速系统设计与实现

针对探月三期返回器回收的初始条件、约束条件以及返回器的相关特点,提出了一种开伞载荷非均衡的两级降落伞减速系统方案,解决了探月三期返回器降落伞开伞载荷、舱伞系统的稳定性、重量要求以及弹盖拉伞可靠性等多因素的约束,实现了各方面较好的匹配性和降落伞系统的轻量化设计.同时针对轻质、不规则气动外形伞舱盖的特点,对弹盖拉伞的开伞方式进行了设计,确保了弹盖拉伞工作的可靠性.介绍了降落伞系统的主要可靠性分析验证情况.经过地面试验、仿真试验、空投试验和飞行试验的验证,表明探月三期返回器降落伞系统工作性能稳定、可靠,能够确保返回器的安全着陆.     

高超声速飞行器准平衡滑翔自适应制导方法

针对高超声速飞行器同时满足终端约束及过程约束的再入滑翔制导问题，提出了一种全新的准平衡滑翔自适应制导方法．该方法充分利用升力式再入飞行中的准平衡滑翔现象，并以准平衡滑翔条件（QEGC）为核心，一方面，利用QEGC的特定弹道形式实现对终端速度及射程的精确解析预测；另一方面，借助QEGC将传统预测类制导方法难以处理的飞行过程约束转化为攻角约束．该算法不依赖于标准轨迹，实现了制导指令倾侧角及攻角均采用解析公式实时解算，使制导方法具备了自适应能力．CAV-H飞行器制导实例仿真表明，该制导方法能够导引飞行器平衡滑翔飞行，满足终端约束和过程约束，并且对任务临时改变具有自适应性．该制导方法的鲁棒性通过Monte Carlo仿真得到验证．     

基于控制参数估计的再入滑翔目标智能轨迹预测算法

再入滑翔目标的轨迹预测是一项困难且具有意义的技术, 现有利用简单函数拟合控制参数进行轨迹预测的方法, 拟合精度不高且对数据的关联性不强。针对该问题, 本文结合长短期时序网络提出了基于控制参数估计的智能轨迹预测算法。首先, 通过设计快速轨迹生成算法, 结合攻角走廊模型快速生成大量机动轨迹, 构建数据集。然后, 建立了包含末点修正网络、控制参数修正网络及预测网络的智能轨迹预测框架, 利用数据集对关键控制参数的变化规律进行学习。最后, 结合目标运动模型积分外推实现轨迹的准确预测。仿真结果表明, 所设计的预测算法在不同机动模式下的预测平均误差不超过1.4 km, 最大误差不超过2.5 km, 能够实现轨迹的快速预测, 且对大气扰动造成的模型不确定性具有一定的鲁棒性。     

临近空间高超声速再入滑翔目标跟踪模型

针对临近空间高超声速再入滑翔飞行器(HRGV）的跳跃滑翔跟踪问题,建立一种新型跟踪模型。首先对目标进行受力分析并结合HRGV横、纵向运动特性得到各方向气动加速度特性;在此基础上将气动加速度中的阻力和爬升力加速度建模为正弦自相关模型,转弯力加速度建模为一阶马尔科夫模型;然后采用一种分离滤波模型对目标状态和气动加速度分别进行估计,推导得出状态滤波模型和气动加速度滤波模型表达式。仿真实验结果表明,相比该类目标的其他跟踪算法,该算法的跟踪精度有一定提高,此模型优越性较强。     

中继法解决再入航天器通信黑障问题优化研究

中继法是目前解决航天器再入通信黑障问题的一种可行方案,建立了背风面等离子鞘套模型,分析航天器再入俯仰角对信号在鞘套中的传输影响,并在航天器再入初始俯仰角下对比了S频段和Ka频段信号在背风面等离子鞘套的传输情况。结果表明:俯仰角越大,信号电磁波在等离子鞘套中的衰减越小;相同俯仰角下Ka频段传输性能明显优越于S频段信号,Ka频段信号相比于S频段信号,在背风面的透射率至少提高55%、衰减值至少降低33.69 dB,建议选用Ka频段信号作为中继卫星与再入航天器之间的通信频段并提出中继优化方案,为进一步解决航天器再入过程中的通信黑障问题提供思路。     

高超声速飞行器再入突防轨迹快速优化

针对含路径点和禁飞区约束的再入突防轨迹快速优化问题,提出了一种基于自适应hp 伪谱法的多阶段求解策略. 给出了含路径点、禁飞区、热流、过载、动压等约束条件的轨迹优化模型,利用Radau伪谱法将最优控制问题转化为非线性规划问题. 引入内点（连接点）概念,将路径点、禁飞区转化为内点约束,统一于一个优化框架内,结合自适应节点配置方式,在通用优化软件包内实施这一思想. 仿真结果表明,该方法能够更精确地捕捉状态变量、控制变量的不连续性、非平滑性及禁飞区的边界切点,适合求解含路径点和禁飞区的突防轨迹快速优化问题.