亚轨道飞行器返回轨道设计研究

返回轨道设计关系着亚轨道飞行器能否安区返回.亚轨道飞行器的返回过程不同于航天飞机的返回过程.针对亚轨道飞行器的返回轨道的特点和要求,将基准返回轨道分成常数倾斜角飞行段和解析表达式飞行段进行设计.在常数倾斜角飞行段,采用常数倾斜角控制;在解析表达式飞行段,采用解析表达式来代替飞行高度速度剖面.已知返回点和末端能量管理入口的高度、速度,在满足飞行约束条件下,设计基准返回轨道,并对求得的基准轨道进行跟踪对比.算例表明,给出的亚轨道飞行器返回轨道设计方法是可行的.     

亚轨道飞行器返回段动力学虚拟样机设计

为进行亚轨道飞行器返回段飞行仿真实验,详细划分返回段动力学虚拟样机层次结构,建立虚拟样机各子系统数学模型,并以此为基础在VPM（Virtual Prototype and Modeling）仿真平台上实现亚轨道飞行器返回段的动力学虚拟样机设计．使用现有的亚轨道飞行器总体方案在该虚拟样机系统上完成虚拟实验,仿真结果表明,该虚拟样机系统设计合理,可以为今后的亚轨道飞行器研制工作提供一定的技术支持．     

亚轨道飞行器再入段导航制导快速原型设计

为了加快亚轨道飞行器再入段导航制导系统从算法设计到硬件产品的实现过程,采用快速原型技术进行设计.借助基于RTX的快速原型开发平台,利用Matlab/Simulink/RTW将导航制导模型自动生成C代码,对自动生成代码做出相应修改以满足系统实时性要求,再编译链接生成可执行DSP代码,加载到DSP(数字信号处理器),实现了亚轨道飞行器再入段导航制导系统的DSP硬件在回路仿真.该系统的实时仿真结果与Simulink数字仿真结果一致,表明快速原型系统设计的正确性.该方法具有开发周期短、实时性能好等优点.     

基于粒子群算法的再入式飞行器再入走廊计算方法研究

提出一种利用粒子群算法计算再入式飞行器走廊的方法。从再入式飞行器再入过程的运动方程出发,将连续无限维的再入飞行器走廊上边界计算问题,转化成计算走廊上有限个点的多个最优控制问题,最后利用粒子群寻优解决每个最优控制问题,从而得到可行的走廊上边界曲线,这种方法得到的走廊上界曲线比传统的准平衡滑翔条件估计的上界要高,更能体现RLV的飞行能力。     

基于改进粒子群算法的再入飞行器轨迹优化

采用基于距离量度和自适应惩罚相结合的约束处理技术的改进粒子群优化算法(PSO)应用于再入飞行器轨迹优化,避免适应值函数中复杂的罚函数及罚因子的设计,提高优化算法的通用性.以高超声速飞行器最小控制量再入轨迹优化为例,并对飞行器运动模型进行简化及控制量参数化.对两种不同的高超声速飞行器模型进行优化,仿真结果验证算法的有效性...     

再入飞行器低误码率数字化遥测系统设计

针对再入飞行器遥测领域要求存储系统容量大、误码率低、恶劣环境下可靠回收等特点,以及传统供配电方式存在的地面设备组成多、操作复杂、可靠性低等不足,提出了一种适用于再入飞行器的低误码率数字化遥测系统设计方法。系统采用大容量冗余备份存储设计、基于ECC纠错编码算法的低误码率设计、抗高冲击回收防护设计等关键技术,存储容量提高到32GB,可连续存储9h数据,存储器误码率降低至10-10,实现了高冲击条件下的可靠回收;采用基于1553B总线的数字化供配电技术、在线故障诊断技术等关键技术,简化了地面测试设备及操作,节约研制成本,提高了飞行器智能化和测试性水平。该系统已成功应用于某再入飞行器,通过了地面炮击试验和飞行试验考核,获取到了完整的全程飞行试验数据。     

再入飞行器飞行特性及反推力关键技术分析

随着国防和航空航天事业的发展,高超音速飞行器的研究迫在眉睫,而再入飞行段是整个飞行任务能否顺利完成的关键阶段,其飞行特性以及再入反推力技术至关重要。文章首先回顾了国外高超音速飞行器的研究进展以及国内的研究现状。随后针对高超音速飞行器的再入飞行特定阶段,深入研究其飞行特性,分析其强非线性、强时变性、强不确定性、强结构挠性、强实时性以及强约束性的机理。针对高超音速飞行器临近空间动压不足、舵面效率低的特点,引入反推力控制,提出了反推力控制的关键技术,给出了反推力器配置、反推力器点火逻辑、离散脉冲调制器设计、反推力与舵面控制分配以及二者复合控制的工程实现的方法。对高超音速再入飞行的进一步研究提供了一定的理论基础和工程应用价值。     

亚轨道飞行器进场着陆段控制方法研究

研究轨道系统在常用的飞行控制方法的基础上,进一步分析了亚轨道飞行器着陆段飞行的特点,为实现精确着陆,将进场着陆段分为纵向和侧向两个相互独立的运动来分别予以分析,并以内外回路的设计方法给出相应的控制规律,以X-34为模型,制定相应的控制策略,保证着陆时飞行器精确跟踪轨迹线。仿真结果证实方法可以对亚轨道飞行器进场着陆段进行有效的跟踪控制。大量仿真试验表明控制规律对于进场着陆是切实可行的。     

再入飞行器反推力器配置性能评价方法

为完善再入飞行复杂反推力器配置的控制性能分析,提出了新的分析方法.基于控制指令在空间分布的不均匀特性,提出了任务可行率指标,以获得任务可行的最佳完整配置组合;为有效判断控制指令扰动产生解突变的可能,引入矩阵条件数,提出了病态度指标;为反映配置矩阵抗羽流干扰的鲁棒性,基于最小奇异值理论提出了羽流抗扰度指标,并分别给出了各分析方法量化指标的具体实现.最后通过算例验证了该方法的有效性.     

基于模糊多目标的高超声速飞行器再入轨迹设计

针对多约束条件下的高超声速飞行器再入轨迹的优化问题,考虑多个具有不同重要性等级的优化指标,提出基于模糊多目标的轨迹设计方法.首先,利用直接配点法,将最优控制问题转化为带优先级的非线性多目标规划问题;然后,基于模糊满意优化的思想,根据更重要目标具有更高满意度的原则,将优先级表示为满意度序,并设计两步式优化模型.通过调节参数,能获得同时满足优化和重要性等级要求的最优轨迹.仿真结果表明了所提出方法的有效性.     

RLV自主着陆航迹设计与控制研究

研究了重复使用运载器(RLV)自主着陆陡下滑捕获-陡下滑-圆弧拉起-指数拉平模式航迹生成算法设计;为解决不同着陆段航迹控制指令跳变问题,提出了航迹指令自适应平滑算法;以捕获点法向过载跳变最小为指标研究了三次多项式陡下滑捕获点的优化方法;给出了完整的在线航迹生成算法;基于法向过载的开环加闭环复合控制指令跟踪方案,使用simulink进行数值仿真,结果显示文章提出的航迹生成算法可以自动生成有效航迹,控制方法可以保证航迹平滑过渡且对初始扰动具有良好的鲁棒性,从而验证了方法的可行性和有效性。     

基于ACP方法的载人登月中止规划的计算实验研究

针对载人登月中止规划存在的不确定性因素, 提出了基于ACP (Artificial systems, computational experiments, parallel execution)方法的载人登月中止规划框架, 论述了该框架下人工系统和平行执行的初步设计, 主要讨论了计算实验设计、分析和验证过程. 针对中止规划时中止点状态误差的不确定性, 提出利用短时间的累积观测值确定中止点状态误差的计算实验方法, 并应用模拟退火单纯形混合算法求解从载人登月轨道上任一点返回地球的中止机动方案. 最后给出基于正交实验设计的计算实验示例性算例, 验证本文提出方法的有效性.     

可重复使用运载器自动着陆纵向制导律设计

在可复用运载器准确着陆控制问题的研究中,为实现可重复使用运载器(RLV)跟踪基准着陆轨迹以便安全地自动着陆,建立了以待飞航程为独立变量的无动力运动方程,利用线性二次调节器(LQR)方法设计了纵向制导律.纵向制导律以速度偏差、高度偏差和航迹倾斜角偏差作为输入,给出迎角指令和减速板偏角指令.针对基准情况、存在初始条件和气动参数不确定性的情况进行了仿真.仿真结果表明,设计的纵向制导律可行,能很好地消除初始条件和气动参数不确定性的影响,准确地跟踪基准着陆轨迹,具有很好的鲁棒性,并且着陆速度、着陆动压和下沉速率均满足着陆要求.     

多约束下基于能量耗散的再入轨迹优化设计

研究了多约束条件下的再入轨迹优化设计.引入了能量的概念,以它替代时间作为积分变量,解决了再入过程的时间不确定问题.在此摹础上,依据再入段特性确定出控制变量的大致模型,从而将对最优控制变量的寻找转化为对控制模型参数的优化,使得优化控制易f实现;对过程约束和终端状态约束进行处理,构成性能指标函数的辅助部分,从而将有约束优化问题转化为无约束优化问题,然后用单纯形替换法来求解.仿真结果表明方法能够比较快速地获得一条满足再入约束条件的优化轨迹,且优化算法简单,容易实现,具有较好的工程应用前景.     

飞行器上升段轨迹的优化设计

针对飞行器上升段轨迹优化求解困难的问题,提出一种基于正交配点的优化求解方法。该方法以第二类切比雪夫正交多项式的零点作为系统控制变量和状态变量的离散点,利用拉格朗日插值多项式对状态和控制变量进行拟合。通过对多项式的求导将动力学微分方程约束转化为代数约束,从而把无限维的最优控制问题转化为一个有限维的非线性规划(Nonlinear Programming,NLP)问题。随后,利用序列二次规划(Sequential Quadratic Program-ming,SQP)方法求解转化后的NLP问题,获得最优的飞行轨迹。最后,飞行器上的仿真结果验证了所提方法的有效性。研究成果可为飞行器的制导控制提供可行的飞行轨迹,有一定的工程应用价值。