高超声速飞行器再入段的动力学建模与仿真

高超声速飞行器的动力学建模对于进行控制系统的设计和仿真来说是非常重要的.与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度和高度跨度大、变化快,高超声速飞行器的飞行动力学特性相当复杂.为了研究高超声速飞行器的一些本质的动力学特性,选择再入段进行分析,建立了再入段的高超声速动力学模型.利用风洞实验数据,建立了空气动力学数据库,并且对模型进行了不确定性分析.在模型的基础上,讨论了高超声速飞行器再入段的控制系统的设计方法.最后,在MATLAB/SIMULNK中进行了控制系统仿真,仿真结果表明在60公里到着陆点控制系统能够很好地控制动力学模型跟踪制导指令.     

基于PI型非线性动态逆的再入飞行控制技术研究

再入飞行器飞行环境复杂,具有大空域、强非线性、强耦合的再入飞行特性,基于小扰动原理的经典线性控制理论难以适应再入控制系统的要求,提出了采用动态逆的非线性再入控制器设计方法,同时在非线性动态逆控制器设计中引入积分环节,以消除由动态逆建模和系统干扰带来的跟踪误差,从而使得系统对姿态进行高精度跟踪。最后,在Matlab/Simulink中进行了仿真验证。仿真结果表明,此控制系统对姿态指令输入有很好的跟踪效果,且具有较强的鲁棒性。     

基于模糊PID的直/气复合再入控制方法研究

升力式高超声速再入飞行器气动力、气动热耦合环境复杂,不确定性和干扰较大,一般采用直接力/气动力的复合控制方式。针对飞行环境特点和不同控制机理构成的复合控制模式,提出了一种基于模糊PID的直接力/气动力复合控制方法,该方法通过对气动力控制与直接力控制两个子系统分别设计模糊PID控制器,并设计了一种复合控制方案。最后针对某型升力式高超声速再入飞行器的纵向姿态复合控制进行了仿真验证,仿真中综合考虑了气动参数的误差、测量误差、大气干扰与大气环境的不确定性。仿真结果表明,所设计的模糊PID控制器较传统的PID控制器具有更好的控制性能,更强的鲁棒性和自适应能力。     

基于在线模型辨识的飞行器多约束复合制导技术

针对飞行器再入制导问题,该文引入控制变量参数化、积分问题转换和在线模型辨识等技术,提出一种跨周期迭代的可行轨迹预测校正算法,并结合标称轨迹跟踪算法形成一套多约束复合制导方案。利用一种复合高度-速度(height velocity,HV)飞行走廊,将再入轨迹规划问题简化为单调函数寻根问题。为提高射程预测计算效率,引入Gauss-Legendre求积公式,将积分问题转化为函数计算问题。采用递推最小二乘估计方法,收集历史预测信息,实现模型在线辨识功能,并采用跨周期Newton-Raphson方法完成高度权重系数的在线修正。在标称轨迹跟踪器设计的基础上,开展飞行器数值仿真试验,结果表明:基于在线模型辨识的复合制导方法具有显著的速度优势,且具有优异的自主性和自适应能力。     

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.     

高动态无人飞行器再入段GNC系统关键技术研究

临近空间高动态无人飞行器能够远程机动飞行,具有深远的战略意义,世界各军事大国对高动态无人飞行器的研究开展已久.再入段是高动态无人飞行器飞行的重要阶段,对飞行器的"神经中枢"--制导、导航与控制系统(guidance,navigation and control system,GNC)提出了严格的要求.分析了高动态无人飞行器在临近空间再入段飞行时GNC系统的体系结构、信息传递关系以及各子系统的任务功能,提出了再入过程中GNC系统的部分关键技术.