利用高斯伪谱法求解具有最大横程的再入轨迹

为了使升力式飞行器再入大气层后取得最大横程,采用高斯伪谱方法求解最优再入轨迹。利用微分形式高斯伪谱方法将飞行器三自由度再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题,选取高斯节点上的状态量和控制量作为待优化参数,并将最优性能指标选为横程最大,然后对再入轨迹进行了求解。通过与按最大升阻比飞行方案所得结果进行对比,表明按所提方法求取的再入轨迹优于后者。此外,仿真过程还说明高斯伪谱法对状态猜测值并不敏感,算法容易收敛,适用于轨迹优化问题的求解。     

再入机动飞行器最优轨迹设计与跟踪

提出了一种再入机动飞行器（maneuvering reentry vehicle, MRV）的最优制导与控制方案。针对MRV再入机动轨迹优化问题,提出了新的基于Gauss伪谱优化方法的分段优化策略;由产生的最优参考轨迹,生成系统的外环最优制导指令。接着利用轨迹线性化控制（trajectory linearization control, TLC）方法设计系统的内环控制律。基于MRV完整的非线性六自由度模型,仿真表明提出的再入轨迹优化设计方法是有效的,而且内环TLC控制器可以准确地跟踪外环的最优制导指令和最优轨迹,并对系统未建模特性和参数不确定性具有一定的鲁棒性能。     

迭代容积卡尔曼滤波算法及其应用

将Gauss Newton迭代和容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)算法相结合,建立了一种迭代CKF(iterated CKF, ICKF)算法。该算法使用容积数值积分原则直接计算非线性随机函数的均值和方差,且在迭代过程中利用最新量测信息并改进迭代过程产生的新息方差和协方差,可获得较高的估计精度。针对弹道系数未知的再入弹道目标状态估计问题,仿真实验结果显示,该方法实现简单,比无迹卡尔曼滤波方法(unscented Kalman filter, UKF)及CKF方法效果要好。     

基于平衡流场的再入飞行器电磁散射特性分析

针对高速再入飞行器穿过大气层时产生冗长等离子尾流的特点,综合利用真实气体效应情况下等离子体流场计算方法和移位算子时域有限差分电磁散射建模方法。首先由再入飞行器相关参数得到其周围非均匀等离子体流场的分布情况,然后据此建立含等离子体尾流目标的电磁散射模型。以锥球形目标为例,计算和分析了以零攻角再入时的低频电磁散射特性。结果表明,当飞行器再入速度较高时,等离子体尾流在低频段将显著增强其后向散射,有利于低频雷达探测再入目标。     

再入轨迹跟踪控制的非线性方法研究

针对高度变化大,速度变化快的可重复使用飞行器的再入轨迹跟踪问题,选用名为状态相关Riccati方程的一种新型非线性控制方法进行再入轨迹跟踪控制器设计.同时在几乎所有涉及Riccati方程的控制器设计问题中,合适的加权矩阵的选择通常是比较棘手的.针对这个问题,提出了一种有效的权阵选择方法,避免了试凑等传统方法带来的误差和工作量.随后给出了最优再入轨迹跟踪控制器的详细设计过程,并在一定的气动摄动条件下进行飞行仿真.仿真结果表明了这种方案的可行性,实用性和鲁棒性.     

临近空间无人飞行器再入轨迹快速优化及跟踪

为适应临近空间无人飞行器再入返回时高动态、强约束的特点,提出了一种轨迹快速优化方法:将再入参考轨迹优化问题转化为多维非线性规划问题,并通过SQP方法求解.轨迹优化时将参考阻力加速度曲线表示成能量的分段线性函数,并通过推导得到航程预测和总吸热量的解析表达式,避免了传统优化过程中的积分计算,提高了优化速度.轨迹跟踪时采用反馈线性化方法得到制导律,并借助轨迹在线更新技术补偿跟踪误差,使得制导精度大大提高.     

基于随机变结构控制理论的再入弹头制导律

建立了机动再入弹头随机数学模型,根据攻击目标的要求选择合理的滑模变结构开关面.利用随机变结构控制理论,并结合再入弹头的运动学与动力学方程,获得再入弹头的变结构制导律,并证明了滑动模态的可选性和击中目标时刻满足要求的终端条件.通过计算机仿真验证了所推导的制导律的正确性及对干扰和系统参数误差的鲁棒性.上述变结构控制算法对再入机动弹头制导系统的设计具有一定的应有参考价值.     

基于最优空间转动矢量的升力式再入飞行器单通道姿态控制器设计

针对升力式再入飞行器高超声速飞行时姿态运动各通道间强烈耦合效应,提出最优空间转动矢量概念,采用内外环双回路控制方式,设计了一种新式控制方法,将一般三通道姿态控制问题转化成为空间单通道控制问题。选取合适的控制系统参数,通过六自由度仿真,验证了所设计的单通道姿态控制器能够实现对飞行器姿态角的跟踪。     

基于时延的高超声速飞行器终端滑模控制

针对吸气式高超声速飞行器(AHV)再入过程中的复杂非线性、动力学模型通道间存在的强耦合及气动力系数和气动力矩系数摄动,提出了一种结合时延补偿控制与终端滑模控制的姿态控制方法.首先,以AHV再入飞行姿态动力学模型为基础,考虑气动参数摄动产生的模型不确定性,建立了面向控制算法设计的AHV再入飞行数学模型;然后,基于多时间尺度理论将该数学模型分解为双环子系统;为两个子系统分别设计时延补偿改进终端滑模控制算法,用来完成AHV的再入姿态控制;在改进终端滑模控制的基础上,采用工程上易于实现的时延补偿控制对模型不确定性进行精确估计,并基于李雅普诺夫理论证明了姿态角和姿态角速度的跟踪误差在有限时间内收敛到零.本算法设计简单,无须补偿项部分已知且易于工程实现.仿真结果表明所设计的基于时延补偿的改进控制算法具有调整时间短(1 s以内)、超调量小和良好的跟踪精度等优点.     

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.