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亚轨道飞行器上升段轨迹优化与快速重规划

宇航学报 2009年第3期30卷 877-883页

作者：丁洪波曹渊佟卫平蔡洪国防科技大学航天与材料工程学院湖南长沙410073 北京航天自动控制研究所北京100854

针对亚轨道飞行器上升段轨迹优化问题,提出了基于Legendre伪谱法的轨迹优化与快速重规划方法。结合亚轨道飞行器上升段运动特点,着重研究气动力的表示方法,建立了矢量形式的动力学方程。应用Legendre伪谱法进行上升段轨迹优化,并分析了... 详细信息

针对亚轨道飞行器上升段轨迹优化问题,提出了基于Legendre伪谱法的轨迹优化与快速重规划方法。结合亚轨道飞行器上升段运动特点,着重研究气动力的表示方法,建立了矢量形式的动力学方程。应用Legendre伪谱法进行上升段轨迹优化,并分析了优化结果。结合该方法的特点研究了基于Legendre伪谱法的轨迹重规划方法。仿真表明轨迹优化结果具有精度高、满足一阶最优性必要条件等特点,重规划轨迹的入轨精度高,且重规划的时间短,能满足快速性要求。

关键词： Legendre伪谱法亚轨道飞行器轨迹优化快速重规划

亚轨道飞行器的固液火箭发动机的高维多目标设计优化

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宇航学报 2014年第11期35卷 1291-1298页

作者：孙兴亮朱浩田辉俞南嘉蔡国飙北京航空航天大学宇航学院北京100191

为完成应用在亚轨道飞行器上的固液火箭发动机系统设计优化,且考虑到系统设计优化问题的复杂性以及采用单目标优化难以获得全局最优解,建立了固液火箭发动机系统设计的4目标设计优化模型,采用非支配排序遗传算法获得超空间Pareto解集。... 详细信息

为完成应用在亚轨道飞行器上的固液火箭发动机系统设计优化,且考虑到系统设计优化问题的复杂性以及采用单目标优化难以获得全局最优解,建立了固液火箭发动机系统设计的4目标设计优化模型,采用非支配排序遗传算法获得超空间Pareto解集。利用基于变偏好区间的超径向可视化技术对超空间Pareto解集进行直观地分析,提高最优解选择的效率。最终获得了全局最优的固液火箭发动机系统设计方案,验证了建立的优化模型的准确性和相比于单目标优化的优势,论证了固液火箭发动机应用在亚轨道飞行器上切实可行以及变偏好区间超径向可视化技术处理超空间Pareto解集的高效性。

关键词：亚轨道飞行器固液火箭发动机高维多目标优化 Pareto解集可视化非支配排序遗传算法

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亚轨道飞行器发动机故障下配平能力分析

航空学报 2016年第12期37卷 3646-3656页

作者：王文虎韩冰中北大学机电工程学院太原030051

为了分析亚轨道飞行器发动机故障下配平能力,将配平能力问题转换为线性等式/不等式混合方程组相容性判定问题。提出了将基于顶点投影法的相容性判定方法用于配平能力分析,验证了方法的准确性与计算效率。在故障下配平能力分析的总体框架... 详细信息

为了分析亚轨道飞行器发动机故障下配平能力,将配平能力问题转换为线性等式/不等式混合方程组相容性判定问题。提出了将基于顶点投影法的相容性判定方法用于配平能力分析,验证了方法的准确性与计算效率。在故障下配平能力分析的总体框架下,分别对不同故障模式下故障发生时刻、整个空域配平能力进行分析,给出了配平能力不足时的应急策略。仿真结果表明,该方法能够快速地计算故障下不可配平区域、分析配平能力对可飞区域的影响,对故障后任务中止策略、任务中止轨迹优化等研究具有重要的参考价值。

关键词：亚轨道飞行器发动机故障配平能力相容性判定混合方程组

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亚轨道飞行器返回轨道设计方法研究

宇航学报 2008年第2期29卷 467-471页

作者：闫晓东唐硕西北工业大学航天学院西安710072

返回轨道的设计对于亚轨道飞行器安全返回地面起着十分重要的作用。依据气动力作用的显著性,将返回下降轨道分为初始下降段和过渡段,初始下降段采用定倾斜角的飞行方法,过渡段中,采用四次多项式建立标准高度-速度剖面,通过将各种约束表... 详细信息

返回轨道的设计对于亚轨道飞行器安全返回地面起着十分重要的作用。依据气动力作用的显著性,将返回下降轨道分为初始下降段和过渡段,初始下降段采用定倾斜角的飞行方法,过渡段中,采用四次多项式建立标准高度-速度剖面,通过将各种约束表示在高度速度空间中,得到轨道设计约束边界,在满足这些约束边界的前提下,得到标准高度-速度剖面的多项式系数,最后,通过对航程的调制,得到最终的标准轨道。

关键词：亚轨道飞行器返回轨道设计再入制导

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亚轨道飞行器航程控制的末端能量管理方法

飞行力学 2009年第5期27卷 59-62页

作者：王耀李文皓张珩中国科学院力学研究所北京100080

提出一种针对小能量亚轨道飞行器在无动力返回末端区域的多参数耦合、能量航向分离控制、动势能匹配衰减的精确控制的末端能量管理方法。以动能、势能作为约束条件,以航程作为优化指标,采用能量控制方法实时生成能量剖面,根据飞行器名... 详细信息

提出一种针对小能量亚轨道飞行器在无动力返回末端区域的多参数耦合、能量航向分离控制、动势能匹配衰减的精确控制的末端能量管理方法。以动能、势能作为约束条件,以航程作为优化指标,采用能量控制方法实时生成能量剖面,根据飞行器名义能量/航程在能量剖面中的位置确定迎角,最终生成三个姿态角。仿真结果表明用这种方法得到了良好的制导结果。

关键词：亚轨道飞行器末端能量管理航程优化能量剖面

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亚轨道飞行器再入过程执行机构故障仿真

飞行力学 2014年第5期32卷 446-449页

作者：王亚辉李新国王谦西北工业大学航天学院陕西西安710072

亚轨道飞行器的执行机构故障会严重影响其控制能力。针对飞行过程中RCS与气动舵可能出现的故障模式,建立了亚轨道飞行器六自由度故障仿真模型,并对典型故障进行了仿真。通过对比正常状态与故障模式下飞行参数的不同,分析了执行机构故障... 详细信息

亚轨道飞行器的执行机构故障会严重影响其控制能力。针对飞行过程中RCS与气动舵可能出现的故障模式,建立了亚轨道飞行器六自由度故障仿真模型,并对典型故障进行了仿真。通过对比正常状态与故障模式下飞行参数的不同,分析了执行机构故障对亚轨道飞行器飞行能力的影响,所得结论可为故障检测及诊断算法研究提供依据。

关键词：亚轨道飞行器故障模式 RCS 气动舵故障仿真

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亚轨道飞行器着陆段控制系统研究

飞行力学 2008年第2期26卷 41-44页

作者：陈永刚李新国闫晓东西北工业大学航天学院陕西西安710072

亚轨道飞行器的着陆轨迹分四段给出。根据航迹倾角的变化律及动压变化得出迎角的变化律,并以此作为制导律。控制系统的纵向系统采用比例积分控制的自动驾驶仪,通过操纵升降舵控制迎角变化实现。侧向控制系统通过操纵方向舵和副翼来确保... 详细信息

亚轨道飞行器的着陆轨迹分四段给出。根据航迹倾角的变化律及动压变化得出迎角的变化律,并以此作为制导律。控制系统的纵向系统采用比例积分控制的自动驾驶仪,通过操纵升降舵控制迎角变化实现。侧向控制系统通过操纵方向舵和副翼来确保系统稳定。最后,在Matlab/Simulink中对亚轨道飞行器控制系统进行了系统仿真。仿真结果表明,该系统可以满足亚轨道飞行器进场着陆段的要求,具有良好的控制效果。

关键词：亚轨道飞行器着陆段控制系统

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亚轨道飞行器上升段制导方法研究

飞行力学 2008年第5期26卷 36-39页

作者：徐方暖唐硕闫晓东西北工业大学航天学院陕西西安710072

为了更好地满足亚轨道飞行器的制导任务需求,基于亚轨道飞行器面对称的升力体外形,采用直线斜率形式的迎角变化规律,改进了现有的运载火箭制导方法。把直线斜率形式和指数形式的迎角变化规律对弹道的影响进行了对比。结果表明,直线斜率... 详细信息

为了更好地满足亚轨道飞行器的制导任务需求,基于亚轨道飞行器面对称的升力体外形,采用直线斜率形式的迎角变化规律,改进了现有的运载火箭制导方法。把直线斜率形式和指数形式的迎角变化规律对弹道的影响进行了对比。结果表明,直线斜率形式的迎角变化规律相对于指数形式的迎角变化规律具有转弯段时间可调性强、转弯效率高的优点,该项研究为相关领域研究提供了理论参考。

关键词：亚轨道飞行器上升段制导方法

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亚轨道飞行器返回侧向制导规划方法

飞行力学 2010年第5期28卷 71-74页

作者：闫晓东唐硕西北工业大学航天学院陕西西安710072

侧向制导方法是亚轨道飞行器返回制导方法中重要的一方面。由于亚轨道飞行器返回飞行过程短,因此采用侧向走廊的方法进行倾斜角的反向控制,末端制导精度差。为此,利用归一化能态方程的积分端点固定、积分过程快的特点,提出了一种快速收... 详细信息

侧向制导方法是亚轨道飞行器返回制导方法中重要的一方面。由于亚轨道飞行器返回飞行过程短,因此采用侧向走廊的方法进行倾斜角的反向控制,末端制导精度差。为此,利用归一化能态方程的积分端点固定、积分过程快的特点,提出了一种快速收敛的迭代倾斜角反向时机规划方法。算例结果表明,采用该方法可以实现反向点的在线规划,从而有效提高了侧向制导精度。

关键词：亚轨道飞行器返回制导侧向制导