带倾侧角约束STT形式及BTT形式的机动飞行器速度控制方法

随着飞行任务的变化,对机动飞行器进行速度控制时的运动姿态提出了新的要求。为了提高速度控制精度以及拓展该方法在多种控制方式中的应用范围,首先,利用高斯伪谱法（Gauss Pseudospectral Method,GPM）生成理想速度曲线,为飞行器作速度控制提供可靠的速度参考曲线;然后,提出了带倾侧角约束的侧滑转弯（Skid To Turn,STT）形式以及倾斜转弯（Bank To Turn,BTT）形式的速度控制设计方法。仿真分析表明,本文提出的方法,能够实现对再入飞行器落速的精确控制,同时实现带倾侧角约束STT形式及BTT形式的机动飞行器速度控制。     

基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

非线性动态逆在大攻角导弹控制系统设计中的应用

导弹在大攻角飞行时,非线性及耦合严重,本文对推力矢量控制的空空导弹的控制系统进行了研究。根据导弹状态变化快慢不同,在奇异摄动理论的基础上,采用非线性动态逆设计了导弹的控制系统,并对导弹大攻角有侧滑飞行进行了仿真,结果表明文中设计的控制系统可以很好地控制导弹作机动飞行。     

重力和风对三维多约束末制导性能的影响分析

本文研究了重力和风的干扰对三维多约束末制导律性能的影响。首先,给出了考虑重力补偿的三维多约束末制导律。然后,为便于分析风的干扰对导弹质心运动动力学方程组的影响,分别在纵向平面考虑了顺风和逆风的影响,在侧向平面考虑了正侧风和负侧风的影响,在此基础上,进一步分析了前侧风和后侧风的影响,给出了各种风的干扰所产生的附加攻角或附加侧滑角的计算公式或计算方法。最后,进行了仿真研究,仿真结果表明考虑重力补偿的三维多约束末制导律能够有效克服重力和风的干扰,满足落角和末端攻角的约束。     

考虑可重复使用运载器耦合特性的改进标准轨道制导方法

针对可重复使用运载器再入返回段非线性、高动态、多约束、强耦合的特点,对传统意义上先根据飞行任务给定攻角变化曲线,再采用跟踪技术通过调整倾侧角进行轨迹跟踪的标准轨道制导方法进行完善,在考虑三通道耦合及实际飞行能力的情况下,通过引入攻角保持回路,改善倾侧角变化对实际攻角的影响。仿真结果表明,实际攻角能够很好保持在给定攻角附近,跟踪误差小于1°,从而保证再入制导精度,实现对标准轨道的稳定跟踪,使传统的单控制变量制导方法具有更广泛的适用性。     

基于定量反馈理论的姿态控制技术研究

定量反馈理论QFT是基于频率响应的一种鲁棒控制系统设计方法,在飞行器的飞行过程中,机体特性具有不确定性,在综合考虑被控对象的不确定范围和闭环系统性能指标的基础上,利用定量反馈理论QFT对飞行器纵向通道的姿态控制进行了研究。仿真表明,所设计的控制律,在拉偏和干扰情况下,能够较好地跟踪指令信号,其中攻角最大误差为0.6°,侧滑角最大误差为0.9°,滚转角最大误差为2.8°,满足设计要求。     

基于序列线阵图像分析的飞行目标攻角测试

为解决飞行目标攻角高精度测试问题,在深入分析狭缝摄影测试攻角方法的基础上,结合双线阵CCD交汇测试过靶坐标原理,给出了基于双序列线阵图像分析获得攻角的方法,研究了轴上点有效数据的识别算法,解决了攻角计算中2个方向的尺度对应问题,并设计了测试系统.实验室低速目标攻角测试实验验证了测试方法的可行性,研究的测试系统能够对长度(mm)/速度(m/s)大于0.3的圆柱形目标进行攻角测试.     

基于自适应滑模控制的高超声速巡航飞行器攻角控制律设计

针对临近空间高超声速巡航飞行器动力系数变化大、攻角要求精确控制的特点,设计了一种自适应滑模变结构攻角控制律。该控制律采用内外环结构,内环通过俯仰角速率反馈提高系统的阻尼、改善动态过程品质,外环控制飞行攻角,用自适应算法调节滑模控制器的控制参数来逼近时变系统参数的上界同时消除外界干扰。仿真研究表明,所设计的攻角控制律响应快、稳态误差小,具有良好的跟踪性能和鲁棒性能。     

基于坡度率的再入飞行器在线轨迹规划

为了实现再入飞行器轨迹快速生成,提出了一种在线轨迹规划方法。利用改进的拟平衡滑翔条件,提出了坡度率的概念。通过设计坡度率,可获得不同航程的纵平面弹道。为了加大航程的调节范围,在基于坡度率的纵向轨迹规划方法基础上,引入了倾侧角,同时规划坡度率和倾侧角可以获得较大范围的航程覆盖区。飞行器航程跟坡度率、倾侧角、初始航向误差角、飞行时间存在对应关系。离线计算若干条不同工况的轨迹并存盘,当给定新的目标点时,只需计算出目标点距离初始点的航程和目标视线角,通过插值得到所需的坡度率、倾侧角、航向误差角和飞行时间,然后利用轨迹积分,能够快速获得一条完整的三自由度轨迹。仿真表明,利用本文的方法,生成一条实际飞行时间2000 s的再入轨迹,只需要0.2 s左右,极大地提高了在线轨迹设计效率。     

非零攻角和侧滑角条件下弹托不同步飞离的数值模拟

对弹药在不同条件下的发射过程进行研究是研制弹药的重要一环,它有助于弹药适应现代战场复杂多变的发射环境。为了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的射击精度和飞行稳定性,通过非结构化动网格技术和用户自定义函数耦合计算流体力学和六自由度外弹道程序,对非零攻角和侧滑角条件下APFSDS弹托相对弹体动态分离过程进行了数值模拟,获得了非零攻角和侧滑角条件下弹托分离流场、六自由度运动参数以及弹体气动参数的变化情况。结果表明：在非对称来流的影响下,弹托分离流场呈现非对称性,引起弹托受力不均匀,从而导致弹托非对称、不同步地飞离弹体,加大弹体受到的扰动,最终降低弹丸的射击精度和飞行稳定性。     

侧滑角变化率反馈在高超声速飞行器中的应用

针对高超声速飞行器大马赫数大迎角飞行状态下荷兰滚特性不稳、运动耦合严重的问题,对侧滑角变化率反馈在高超声速飞行器中的应用进行研究。研究侧滑角变化率反馈控制的机理,以横侧向线性小扰动方程为基础,推导侧滑角变化率增稳荷兰滚的机理和侧滑角变化率反馈消除运动耦合的机理,对侧滑角变化率信号作简单分析,并进行相关仿真验证。仿真结果表明:侧滑角变化率反馈能明显改变飞行器荷兰滚阻尼特性,削弱运动耦合的影响,抑制侧滑角的变化,改善侧滑角品质。     

一种基于INS的攻角和侧滑角测量算法

以飞航导弹武器系统为应用背景,提出了一种基于惯性导航系统（INS）的攻角和侧滑角测量算法,能够在不增加弹上传感器设备和不改变弹体结构的条件下实时估算出攻角和侧滑角.为了实现该算法,建立了大气边界层内风速的仿真模型,研究了风速的实时估算算法以及一种基于INS/GPS组合导航系统的简化Sage-Husa自适应滤波算法.理论分析和仿真结果表明,该算法具有较高的精度、良好的实时性和稳定性.     

一种基于数据融合的全轮驱动车辆质心侧偏角估计方法

为准确估计全轮电驱动车辆行驶状态参数,设计了一种基于数据融合的质心侧偏角估计方法。该方法充分利用低成本普通车载传感器信息、电机输入信息和驾驶信号,在建立非线性3自由度 车辆模型和轮胎模型基础上,采用无迹卡尔曼滤波算法对质心侧偏角进行估计;同时通过信号积分法估计质心侧偏角,结合车辆行驶工况和路面条件,将无迹卡尔曼滤波和信号积分两种算法结果进行了数据融合。基于硬件在环实时仿真平台进行了车辆操纵仿真验证,结果表明,提出的估计算法与单一估计算法相比,具有更高的观测精度,能够满足多种行驶工况下的质心侧偏角观测需求。     

高超声速飞行器嵌入式大气数据获取技术研究

嵌入式大气数据系统是高超声速飞行器大气数据获取最适合采用的技术解决方案,其可为高超声速飞行器制导控制指令的解算提供攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数的测量基准,具有传统空速管类型大气数据系统无法比拟的优势。对嵌入式大气数据系统涉及的关键技术进行了分析,介绍典型高超声速飞行器的嵌入式大气数据系统方案,重点介绍了相关方案的测压孔布局、系统部组件设计及压力传感器选型,并针对嵌入式大气数据解算,介绍了一种基于卡尔曼滤波的嵌入式大气数据解算方法,研究表明,算法具有精度高、鲁棒性强和适应性强的特点,适用于在现代高超声速飞行器。     

高超声速飞行器大气数据传感系统关键技术初步分析

高超声速大气数据传感技术的研究和创新已经成为了国外高超声速技术领域的重要研究内容,许多国家在嵌入式大气数据传感系统（flush airdata sensing system,FADS）方面开展了大量的理论和工程试验研究工作。FADS技术通过在机身,通常是头部特定位置布置一组测压孔,实时测量来流压力,与通过CFD计算或风洞试验获得的不同马赫数及角度下的测压点压力分布数学模型进行比较,采用非线性递归算法反推得到攻角、侧滑角度等参数值．     

水下驻留无人水下航行器驻留过程建模与仿真

针对水下驻留无人水下航行器（UUV）的运动特点,建立了大攻角下UUV运动仿真的六自由度数学模型,提出了一种驻留UUV辅助推进器的控制方法,并对UUV驻留过程中的下潜运动进行了仿真研究。具体分析了UUV下潜驻留运动中攻角、侧滑角、速度、俯仰角等参数的变化规律。仿真结果表明：航行器的轴向速度在阻力作用下逐步减小,趋近于0;在辅助推进器的作用下,UUV下潜速度被限定在安全范围内,导致UUV攻角逐步增大,直至接近90°;在前后2个辅助推进器的作用下,航行器的信仰角始终被控制在合理范围内,从而确保UUV具有良好的着陆姿态。     

某高超声速风洞攻角机构控制系统

为解决某高超声速风洞攻角机构存在的传动结构复杂、负载大和精度要求高等问题,设计了以EtherCAT为总线的控制系统方案。根据攻角机构的控制系统需求,选用BECKHOFF产品构建攻角机构机电液一体化的控制系统架构,分别采用TwinCAT和C#语言开发控制系统下位机PLC和上位机HMI软件,采用ADS通信协议实现HMI与PLC程序的通讯,并用OPC UA通信协议实现攻角机构运行数据与风洞运行系统的数据交互。结果表明：该系统满足攻角机构控制需求,能够解决攻角机构的信息孤岛问题,提高风洞系统的信息化和智能化水平。     

1.8 m×1.4 m 低速风洞模型支撑系统研制

1.8 m×1.4 m低速风洞是中国空气动力研究与发展中心新建的一座连续式单回流风洞.针对该风洞试验段尺寸小且主要用于基础问题研究的特点,为增强对模型支撑方式及模型姿态变化定位的适应性,减小对洞体的干涉和对流场的影响,该风洞模型支撑系统迎角机构采用双圆弧导轨导向+弧形齿轮副驱动,迎角连续变化幅度±30°;侧滑角机构采用地面转盘形式,侧滑角变化范围±360°;控制系统软、硬件给出了具体实施方法.分析标模试验结果表明:该系统结构简单紧凑,刚度大,运行灵活,模型姿态变化定位精确,可以更好地满足常规试验对尾撑、腹撑等姿态变化的需要.     

初始分离条件对航弹与载机分离安全性影响的数值模拟研究

为研究投放条件对航弹与载机分离安全性的影响,采用非定常计算流体力学数值模拟方法和动网格技术,同时耦合求解六自由度弹道方程,对航弹与载机的分离过程进行模拟。给出载机在不同飞行马赫数、攻角、侧滑角、飞行高度及航弹在不同初始下抛速度、角速度条件下,航弹从载机投放后的分离轨迹和姿态变化规律,研究了这些因素对分离安全性的影响。研究结果表明：初始分离过程中载机对航弹有很强的气动干扰,对航弹的气动特性、分离轨迹及弹体姿态影响很大;随着分离马赫数、投放攻角增大,载机对航弹的气动干扰增强,航弹的分离安全性变差;对于挂载于左侧机翼下的航弹,一定的负向侧滑角有利于弹体与载机安全分离;飞行高度越高,越有利于航弹与载机安全分离;一定的初始下抛速度和适当的下抛初始角速度有利于安全分离。     

交会计算导弹俯仰角和偏航角的高精度方法

为了解决常规方法计算导弹俯仰角和偏航角的精度偏大的问题,提出了利用2台光电经纬仪直接交会计算的高精度方法.首先借助于像坐标和地面坐标的关系建立计算方程,接着将2台经纬仪的测量元素分别代入计算方程,建立俯仰角及偏航角的计算模型和精度估计模型,从建立的模型看文中方法没有引进导弹头、尾部坐标计算误差.该方法应用在××任务中的结果表明:2种方法的结果趋势一致,但文中方法精度明显高于常规方法,可以应用在工程实践中.