再入飞行器

摘要： 为解决传统再入飞行器轨迹制导方法对强扰动条件适应性不足,难以满足终端约束的问题,在深度确定性策略梯度学习框架基础上,通过对随机强扰动条件下的离线飞行轨迹进行网络训练,寻找不同环境影响条件下的最优动作网络,以用于在线干扰条件下的制导轨迹规划,可通过对再入飞行攻角和倾侧角剖面的周期性预测,满足再入飞行终端高度、航程和速度约束。仿真实验结果表明:在满足终端高度约束的条件下,最大终端剩余航程偏差小于500 m,最大终端速度偏差小于35 m/s。本文所提制导方法较传统跟踪制导方法有较大的精度提升,算法计算量小,具有较好的工程应用前景。

摘要： 提出了一种基于共轭梯度法的再入飞行器热流载荷反演方法。以一维结构为例验证反演方法的有效性,并分析了材料温变热物性参数和传感器测量误差对反演精度的影响;进而针对热防护结构和返回舱结构开展了热流载荷反演分析。结果表明:本文方法能有效地反演热防护结构和返回舱结构的热流载荷;考虑材料的温变热物性参数会使得反演过程存在非线性因素,通过修正计算中的灵敏度可更好地提高反演精度;当传感器存在较大测量误差时,通过降噪方法和收敛准则可以改善反演结果过拟合的情况,从而提升结构热流载荷的反演精度。

摘要： 为了方便研究人员更好地掌握黑障的缓解方法及其研究现状,系统地介绍了目前航天领域中用于缓解黑障的多种技术方法。首先,简要介绍了黑障的成因以及研究现状,并阐述了电磁波在等离子体中的传播机理;其次,详细说明了14种黑障缓解方法的基本原理及其优缺点,这些方法包括改变空气动力学形状、引入正交电磁场、驻波检测法、提高入射频率以及太赫兹法等。随后,从功耗、尺寸质量、通信效果以及工程实用性等6个方面对每种方法进行了分类评估。最后,针对黑障问题后续的研究方向,提出了几点建议。

摘要： 采用数值方法对再入飞行器进行在线轨迹规划时,计算量大,针对此问题,研究了一种基于解析方法的滑翔式再入轨迹规划方法,该方法能够快速规划出高精度的滑翔再入轨迹。基于飞行器再入运动特性,对飞行器滑翔再入的阶段进行了划分,并给出了阶段划分依据;基于运动方程,推导了一类含轨迹参数的滑翔式再入轨迹的高精度解析解;根据推导的再入运动解析解,将再入相关约束转化为轨迹参数约束;引入参数校正方法,根据轨迹参数与待飞航程间一一对应的关系,在轨迹参数约束范围内规划出能满足任务需求的再入轨迹。仿真结果表明,分阶段推导的解析解的精度要高于罗赫二阶解,与数值解相近;基于解析方法的滑翔再入轨迹规划方法避免了数值方法的大量积分运算,并能快速规划出满足任务要求且精度与数值方法相当的滑翔再入轨迹。

摘要： 研究了一种考虑多约束条件下的远程再入飞行器的三自由度下沉式轨迹设计生成方法。在再入飞行器的射程范围内,针对指定飞行任务的终端射程、高度、速度、弹道倾角的约束,依据飞行器的减速度需求和升力曲线,利用粒子群优化算法反向求解最优控制变量攻角和倾侧角曲线,进而得到满足高度和速度基准的再入轨迹,并利用前馈加反馈控制的方法对规划曲线进行跟踪飞行。大量仿真计算表明,所研究的轨迹规划方法能快速生成满足多种约束的再入轨迹,具有很强的有效性、鲁棒性和可行性。

摘要： 针对再入飞行器的姿态跟踪问题,基于递归神经网络提出最优跟踪控制.采用反步法和递归神经网络,设计自适应前馈控制,将再入飞行器的最优姿态跟踪问题转化为等价的姿态角误差/角速率误差最优调节问题.采用自适应动态规划技术,解决最优调节问题.引入神经网络估计最优控制中的代价函数,推导最优反馈控制律,同时保证Hamilton–Jacobi–Isaacs(HJI)方程估计误差最小化.采用Lyapunov理论,保证闭环系统中所有信号,包括姿态角跟踪误差是一致最终有界的.在MATLAB/Simulink中仿真验证了所提出控制策略的有效性.

摘要： 为改善升力式再入飞行器在跨声速段出现的侧向气动特性非线性问题,发展了一种基于Kriging代理模型的自适应迭代气动布局优化方法.设计了一种常规升力式再入飞行器布局,计算了该布局在跨声速段的侧向气动力,分析了可能影响侧向气动特性的机翼布局参数.根据气动布局优化流程,计算了气动布局样本气动特性,建立了布局参数到侧向力矩系数导数的代理模型,完成了以减小飞行器侧向非线性为目标的布局优化设计.优化布局的气动特性计算结果表明,所发展的方法是可行和有效的.该项研究为再入飞行器减小侧向气动非线性提供了新的布局设计途径,有利于降低控制系统设计难度,保障飞行安全.

摘要： 针对单滑块滚控式变质心飞行器的欠驱动问题,提出基于自抗扰思想的控制器,利用横向配置单滑块实现指令滚转角跟踪和侧滑角镇定控制.应用质点系动量矩定理建立了系统姿态动力学模型,分析表明,滚转和偏航通道拥有同一控制输入,且存在滑块惯性和运动耦合,滑块横向偏移会影响偏航通道.为此,设计自抗扰控制(ADRC)器进行滚偏耦合控制,将模型误差、滑块耦合和不确定干扰视作总和扰动,对滚转角跟踪子系统和侧滑角镇定子系统同时进行状态观测和总和扰动动态补偿,该控制器能够较好地抵抗系统内外干扰,且结构简单、易于实现.摄动仿真结果验证了所提控制器的有效性和鲁棒性.

摘要： 目的 为再入飞行器振动环境设计提供方法 支撑,并为结构设计和地面环境试验条件制定提供载荷输入.方法 分析再入飞行器振动环境主要特征及其诱导因素,结合飞行试验实测振动数据研究小攻角对飞行振动环境的影响规律,辨识出脉动压力与动压、马赫数以及攻角的关系式.在传统脉动压力预测方法 基础上,建立涉及攻角影响的再入飞行均方根脉动压力预测模型,并给出再入振动环境工程预示方法 .结果 构建模型计算的脉动压力变化趋势与实测振动量值变化趋势基本一致,辨识出来的脉动压力与攻角、动压以及马赫数之间的关系式是基本合理的.结论 基于实测数据及脉动压力特性建立了再入飞行器振动环境工程预示模型,结合实测振动数据和气动载荷数据可预测出再入飞行器振动环境,能够实现再入飞行器振动环境载荷的精细化设计,并为结构设计提供载荷输入.

摘要： 针对再入飞行器的禁飞区规避问题,提出了一种基于近似解析解的禁飞区规避制导方法.所设计的制导方法,在对飞行器转弯能力分析的基础上,结合Dubins曲线的路径规划方法,求解规避需用倾侧角的近似解析解,生成禁飞区规避指令;然后为修正规避引起的航程及高度误差,通过基于能量的运动模型,进行航程及高度的解析预测-校正制导;最终实现禁飞区的规避并满足高度和航程的约束.仿真结果表明,该制导方法能够有效实现飞行器的禁飞区规避,满足再入终端约束,计算效率高.

摘要： 在40km-100km高度再入大气的超高速飞行过程中，由于空气浓度增大，航天器与空气发生剧烈摩擦，在其前端形成压缩弓形激波，周围空气的温度与压力急剧增大，空气分子热运动加剧，发生离解与电离，同时防热材料的烧蚀也产生大量的电子与离子，导致航天器表面被一定厚度的等离子体层所包覆，该等离子层称为等离子鞘套。等离子鞘套对电磁波具有反射、散射与吸收的作用，对无线电波的传输造成一定程度的衰减，当衰减过大时，将造成通信传输的中断，这就是所谓的黑障现象。黑障将造成导航、数传、遥测、遥控、安控等信息传输的完全中断，对再入飞行器安全造成隐患。rn 由于等离子鞘套的影响，地面控制中心人员对再入大气过程中的航天飞行器的测控难度加大，同时也对飞行器返回的最后阶段的安全返回提出了严峻挑战。因此，研究黑障通信技术，提高返回再入过程中的通信能力，支持再入飞行器返回和高超音速飞行器在轨飞行，具有十分重要的意义。研究了再入飞行器通信"黑障"的成因,调研了国内外黑障通信研究现状,梳理了现阶段实现黑障通信的技术途径并进行了针对性的比较和评估,重点对“黑障”效应防护与减轻技术进行研究,最终提出了我国再入飞行器实现黑障通信的技术发展建议.

摘要： 针对高超声速再入飞行器气动舵面存在的舵面烧蚀等弊端,引入改变质心位置的策略可以有效调整飞行器的本体特性并辅助实现飞行器的姿态控制.本文主要研究了质心位置在飞行器内部发生变化时对纵向、横侧向稳定性和操纵性的影响.结果表明,质心在滚转轴方向的移动对飞行器的纵向稳定性、航向稳定性有较强的改变能力,同时可以改变短周期模态的频率和荷兰滚模态的稳定性,在偏航轴方向的移动可以改变飞行器的上反效应.

摘要： 卫星通信是当今社会重要的通信技术,具有通信容量大、超视距等优点.再入飞行器具有飞行速度快、高动态、飞行距离远等特征.本文研究了卫星通信在再入飞行器遥测遥控领域应用的可行性,介绍了满足再入飞行器通信要求的卫星通信系统的各系统组成，着重介绍了数据处理器的信道编码、扩频调制、伪码跟踪、载波捕获跟踪、Viterbi译码等设计方案.

摘要： 通过开展基于三维模型的产品模块化定义技术研究,基于PRO/E软件完成了再入飞行器结构产品三维模块化设计软件的开发工作,突破了自顶向下模块化设计过程建模与重用技术;形成了三维模块化设计系统,通过在典型舱段的初步应用,达到了缩短产品设计周期和提高产品设计效率的目标;形成了快速响应的设计能力.

摘要： 简要介绍了等离子体流动控制技术于再入飞行器上的典型应用,即等离子体气动力控制、表面磁流体发电及磁流体热防护技术,给出相应的物理机制分析。

摘要： 分析了再入飞行器产品在单点故障模式识别和控制过程中遇到的问题,提出了解决这些问题的一些办法,并指出在开展再入飞行器产品单点故障模式识别和控制工作时应注意的事项,供型号开展单点故障模式识别和控制工作时参考.

摘要： 通过攻角连续变化和数据实时采集技术对再入飞行器压力中心进行了测量,得到了飞行器压力中点的具体位置,以及随攻角变化的变化规律.文章介绍了压力中心的测量与计算方法,及其在某一飞行器风洞试验中的具体应用.

摘要： 等离子体气动激励技术是目前研究最为广泛的一种流动控制方式,激励装置具有结构简单、响应迅速、适应能力强、能量消耗适中的特点.本文对等离子体气动激励作用下的高速飞行器流场结构进行了数值模拟,研究不同再入攻角条件下等离子体气动激励对飞行器流场的改变作用,并分析了激励器对飞行器表面和流场压强分布的改变效果.结果表明,等离子体气动激励器可以快速建立射流流场,通过改变飞行器表面及附近流场的压力分布引起高速飞行器流场结构的改变,具有改变飞行器气动外形、减弱通信黑障的应用潜能.

摘要： 再入飞行器的气动热防护问题一直是航天领域的研究热点.作者以欧航局EXPERT项目中的飞行器为研究对象,开展了基于热化学非平衡效应的气动加热问题研究:分别采用不同计算模型,计算了M=13.93,V=4.2km/s的典型高超声速状态下的飞行器流场,分析了压力、热流分布,并与实验结果进行对比.分析表明:在该状态下,热化学非平衡效应非常明显,使用简单的完全气体模型已经不能满足数值模拟的要求.因此开展EXPERT飞行器的热化学非平衡效应研究,对于未来高超声速再入飞行器的设计和研制,意义重大.

摘要： 本文对EXPERT计划的背景、任务要求、气动构型设计和系统设计等内容进行综述.EXPERT计划是欧洲载人空间运输计划的重要组成部分,主要通过验证机再入飞行演示来收集高超声速气动热力学数据,并用获得的数据来验证设计验证机所用的工具和数据库是否合理.目前,EXPERT计划进展顺利,地面试验项目基本完成,进入全面的研制阶段.

摘要： 本发明提供一种基于再入点参数的高超声速飞行器再入轨迹优化方法，解决了再入轨迹优化过程中优化时间过长、纵向轨迹和横向轨迹需要分开设计、无法保证全局最优或必须进行模型简化才能快速优化等一系列问题。本发明建立了考虑地球扁率、牵连加速度和科氏加速度项的精确动力学模型，分析了多种复杂约束条件，着眼于研究影响再入轨迹优化结果的主要因素——再入点参数不确定性，通过对再入点参数的不确定扩张问题进行分析，得到再入优化轨迹与再入点参数的映射关系，从而可以依据再入点参数快速优化一条再入轨迹。本方法计算效率高，具有很强的工程运用价值。本发明应用于飞行器轨迹优化领域。

摘要： 本发明公开了一种亚轨道飞行器再入飞行过程中的横向调整方法，将亚轨道再入飞行分为若干时间段，通过建立并利用亚轨道再入飞行的同态预测模型，获取各时间段的时刻值；通过利用同态预测模型的迭代，获取各时间段内使飞行器再入法向过载维持在法向过载约束限制值附近波动的攻角设计值；使得亚轨道飞行器再入飞行的法向过载在由各时间段组成的动平衡段中维持于法向过载约束限制值附近上下波动，使得在该段时间内，亚轨道飞行器在满足法向过载约束下速度衰减最大，从而获取最早横向调整时刻。在最早横向调整时刻过后加入速度倾侧角，达到提高亚轨道再入飞行的横向调整能力的目的。

摘要： 本发明公开了一种亚轨道飞行器再入飞行的攻角制导方法，通过仿真模拟分时间段获取攻角设计的预测值，对于每一时间段，利用飞行器同态预测模型，找到使飞行器的法向过载值始终处于期望的法向过载动平衡的波动区域内的攻角设计预测值，实现该时间段内的法向过载动态平衡；利用拟合方法，由攻角设计预测值得到飞行器实际再入飞行的攻角设计参数，确定飞行器再入飞行攻角设计值；在各飞行时刻引入阻力加速度积分比修正，使得实际再入飞行的阻力加速度积分值与攻角设计值下的预测阻力加速度积分值趋同，进而使得亚轨道飞行器再入飞行的法向过载在由各时间段组成的动平衡段中维持于预定区间上下波动，达到降低亚轨道再入飞行的法向过载峰值的目的。

摘要： 提供了一种用于在飞行中自主将载荷从第一飞行器AV转移到第二飞行器的方法。第一飞行器和第二飞行器中的每一个包含框架，该框架具有用于接收载荷的垂直开口。多个旋翼附接到框架。该方法包含在飞行中自主执行：第一飞行器的紧固装置将载荷保持在第一飞行器的垂直开口中，使得载荷的底端可以由第二飞行器接触；第二飞行器从下方接近第一飞行器，以将第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端；在第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端之后，第一飞行器的紧固装置松开载荷；以及第二飞行器的紧固装置相对于第二飞行器的框架降低载荷，以将载荷移动到飞行位置。

摘要： 本发明提供一种基于再入点参数的高超声速飞行器再入轨迹优化方法，解决了再入轨迹优化过程中优化时间过长、纵向轨迹和横向轨迹需要分开设计、无法保证全局最优或必须进行模型简化才能快速优化等一系列问题。本发明建立了考虑地球扁率、牵连加速度和科氏加速度项的精确动力学模型，分析了多种复杂约束条件，着眼于研究影响再入轨迹优化结果的主要因素——再入点参数不确定性，通过对再入点参数的不确定扩张问题进行分析，得到再入优化轨迹与再入点参数的映射关系，从而可以依据再入点参数快速优化一条再入轨迹。本方法计算效率高，具有很强的工程运用价值。本发明应用于飞行器轨迹优化领域。

摘要： 本发明专利公开一种飞行器再入飞行管道快速计算方法，包括：S000、建立飞行器再入三自由度动力学方程；S001、选择动力学方程中的随机变量；S002、选择随机变量采样点形成采样集；S003、遍历采样集中的采样点，计算飞行器从再入点到开伞点的飞行轨迹形成轨迹集；S004、选择变量对飞行轨迹集中的数据进行插值；S005、将轨迹集中的数据转换到地心固定坐标系；S006、计算再入误差管道；S007、计算管道投影坐标系；本发明在保证计算精度的条件下，提高计算的效率，满足实际飞行任务对精度和实时性的要求；通过选择适当的管道投影坐标系，将传统的误差椭球投影到设计的管道平面，全局性地显示飞行器在整个再入过程轨迹的不确定性。

摘要： 本发明公开的一种再入飞行器速度‑高度再入走廊预测方法，属于飞行器制导控制领域。本发明实现方法为：建立再入飞行器的动力学方程；基于过程约束实现对再入走廊下边界的预估；基于再入飞行器运动特性以及过程约束实现再入走廊上边界预估；通过严格分析获得再入飞行器的速度‑高度上边界，即通过严格再入走廊更精确反映飞行器再入过程的安全包络，通过预测再入飞行器的速度‑高度再入走廊，解决飞行器再入段弹道控制相关工程问题；所述飞行器再入段弹道控制相关工程问题包括通过设计合理的制导律提高制导精度，缩小观测范围。本发明相较于传统的采用拟平衡滑翔约束设计的再入走廊范围更宽，更符合再入飞行器机动性能强，轨迹波动范围大的特征。

摘要： 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ

摘要： 本发明公开的一种再入飞行器速度‑高度再入走廊预测方法，属于飞行器制导控制领域。本发明实现方法为：建立再入飞行器的动力学方程；基于过程约束实现对再入走廊下边界的预估；基于再入飞行器运动特性以及过程约束实现再入走廊上边界预估；通过严格分析获得再入飞行器的速度‑高度上边界，即通过严格再入走廊更精确反映飞行器再入过程的安全包络，通过预测再入飞行器的速度‑高度再入走廊，解决飞行器再入段弹道控制相关工程问题；所述飞行器再入段弹道控制相关工程问题包括通过设计合理的制导律提高制导精度，缩小观测范围。本发明相较于传统的采用拟平衡滑翔约束设计的再入走廊范围更宽，更符合再入飞行器机动性能强，轨迹波动范围大的特征。

摘要： 本发明公开了一种跳跃式再入飞行器初次再入段横向制导方法，根据再入点的位置偏差对期望的速度方向ψ