摘要：针对高超声速飞行器动态禁飞区规避制导问题,提出一种基于模糊理论的自适应触角探测制导方法。首先,面对由于雷达探测产生的禁飞区域变化问题,进行动态禁飞区建模及耦合性分析;然后针对动态禁飞区规避制导问题,构建基于触角探测的动态禁飞区机动制导框架,同时设计安全度准则探测信息,结合模糊理论提出面向动态禁飞区的自适应触角探测制导策略;最后,对本文所提出的方法进行数学仿真验证,结果表明自适应触角探测制导方法能够有效解决动态禁飞区耦合下的规避制导问题,并且通过与固定触角方法进行对比测试,表明本文方法在提高规避效果、节省飞行能量等方面均有良好表现。

摘要：面向高超声速飞行器轨迹在线规划需求,提出一种改进的保守凸可分近似规划方法,以解决当前序列凸优化的振荡不收敛问题。首先,基于序列凸化、松弛变量、罚函数等方法将高超声速飞行器轨迹规划这一非凸原问题转化为凸的子问题。其次,针对凸优化中的振荡不收敛问题,设计一种使迭代序列趋于聚点的信赖域更新策略,并验证该策略能有效避免迭代中后期进程缓慢的“振荡现象”。进一步地,结合改进的信赖域更新策略,提出基于改进保守凸可分近似的轨迹规划方法,并对算法进行等效性和收敛性分析,证明该算法能够收敛到原问题的一个驻点。最后,以复杂约束条件下的高超声速飞行器轨迹规划问题为例,对随机初始猜测值和随机终点两种工况进行仿真验证,并与序列二次规划方法的规划结果进行对比,结果表明本文算法在满足求解精度的要求下,具有较快的求解速度、以及较好的收敛性和鲁棒性。

摘要：针对变形飞行器的轨迹与多维度变形一体化实时规划问题,提出一种基于目标分层架构的智能规划方法。首先,通过设计伪控制量作为中间变量,将变形飞行器的轨迹与变形一体化规划问题解耦为顶层轨迹规划以及底层控制量决策两个子问题。然后,针对顶层轨迹规划问题,考虑飞行器随机再入点与随机目标位置的情况,建立由当前状态到轨迹控制量的深度神经网络模型,基于伪谱法离线获取大规模最优轨迹样本,并采用误差反向传播方法对深度神经网络模型进行训练。针对底层控制量决策问题,面向顶层网络输出的需求最优气动参数指令建立回报函数,并利用深度确定性策略梯度算法对智能体进行训练,形成由最优气动参数指令到轨迹控制量与多维变形量的深度网络模型。最后,对所提出的方法进行了仿真验证,结果表明,该方法能够快速生成最优轨迹以及变形与控制量序列,与传统的轨迹优化算法对比,该方法能够直接对多维控制量进行规划且将计算时间缩短94%左右,满足在线轨迹与变形一体化智能规划的要求。

摘要：为提升高超声速飞行器的射程和飞行性能,提出一种基于气动力与火箭发动机推力混合控制的轨迹优化设计方法。针对高超声速飞行器再入阶段的混合控制轨迹优化问题,提出求解多段不同特征轨迹的分段高斯伪谱法,将多段最优控制问题转化为非线性规划问题。采用SQP算法对其进行求解,获取以最大射程为性能指标的飞行器轨迹优化方法,并以此研究火箭发动机在有限燃料、适当启动条件下单次和多次启动对飞行轨迹的影响。数值仿真结果表明,分段高斯伪谱法可较快速求解出火箭动力助飞高超声速飞行器最优轨迹,发动机单次启动和多次启动方案能够在不同方面改善飞行器性能。

摘要：针对对地观测敏捷卫星大角度快速机动、高控制精度的任务需求,提出了联合推力器与飞轮作为执行机构的控制策略。该控制策略综合利用2种执行机构的优点:推力器以前馈的形式提供机动过程中所需的主要力矩以实现航天器大角度的快速机动,而飞轮以反馈的形式提供精准的控制力矩以提高机动过程中的姿态控制精度。为补偿由于初始状态偏差和推力器输出力矩不准确所带来的控制误差,采用变结构控制设计了2种姿态跟踪控制器,使航天器能够渐进地跟踪上参考轨迹。并对姿态机动控制过程中,飞轮力矩及转速可能出现的饱和问题作了相应的修正。仿真结果表明了所提控制策略及所设计控制算法的可行性和有效性。

摘要：现在,建立中国的思想政治工作学理论体系的任务已经提上日程,有的同志正在提出理论体系框架的各种构想。但我认为,目前的当务之急,是要为建立科学理论体系做好基础工作。这就好比要建造一座大厦,先应当准备好砖瓦、钢筋、水泥等各种构件,如果没有这些基本的构件,大厦设计得再好也难以建起;如果这些构件不标准或质量不高,大厦即使建起来也不牢固。就思想政治工作科学理论体系这座大厦而言。

摘要：针对高超声速飞行器的姿态控制问题,考虑系统模型不确定性以及外界干扰的影响,基于快速终端滑模设计了连续的姿态跟踪控制器。将飞行器姿态控制系统模型按时间尺度划分为快回路和慢回路,其中慢回路的控制器设计目标是给出期望角速度作为快回路的制导指令,快回路控制器的设计目标是给出系统需求的控制力矩。基于有限时间控制理论分别针对各回路设计了连续的快速终端滑模姿态控制器,通过严格的数学证明,该控制器可以在系统模型存在不确定性以及外界干扰的情况下,使得姿态跟踪误差在有限时间内收敛。仿真结果表明本文的控制算法可以在短时间内使飞行器的姿态角均以较高的精度收敛至期望状态,且三个方向的控制力矩曲线均变化平滑,无抖振现象产生。

摘要：针对空间交会对接等目标逼近任务中姿态和轨道运动相耦合的问题,推导给出了基于对偶数的相对耦合动力学方程。该方程定量表示了姿态和轨道之间的耦合影响。设计了增量式PID控制器对追赶航天器和目标航天器的相对位置和姿态指向进行一体化控制,并与常规姿态轨道分别控制进行对比,仿真结果表明,一体化控制系统能同时满足控制精度和对接安全性要求,且具有燃料消耗少的优点。

摘要：研究了高超声速飞行器突防机动造成速度损失进而影响射程的问题。高超声速飞行器在面对拦截威胁时需要靠自身机动进行躲避,而机动躲避将会使得飞行状态产生偏离,进而影响高超声速飞行器的射程。针对此问题,首先分别建立弹道式和滑翔式高超声速飞行器运动学和动力学模型,然后考虑突防机动过程中造成的速度、弹道倾角等弹道参数变化,分别构建弹道式和滑翔式高超声速飞行器的射程与弹道参数关系模型,得到突防机动-射程变化关系。之后,通过数值仿真对突防机动-射程变化二者之间的关系进行验证,结果表明,弹道式和滑翔式高超声速飞行器的机动均会导致射程变化,且变化规律与理论分析基本一致,验证了所提出突防机动-射程变化模型的正确性和有效性。最后,基于突防机动-射程变化模型,针对两种高超声速飞行器分别给出对射程变化影响较小的突防机动策略,为提升飞行器飞行性能提供理论和方法基础。

摘要：针对吸气式高超声速飞行器推进/气动一体化设计问题,设计了一种以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器。以此为约束,开展了弧形前缘和平直前缘前体/进气道一体化方案设计,并采用数值模拟的方法对前体/进气道的典型性能进行了仿真研究。结果表明:弧形前缘前体/进气道一体化设计方案满足指标要求;变强度配波的弧形前缘前体/进气道在设计点状态下各纵向剖面的外压缩波系均与进气道进口保持贴口状态,避免了部分外压缩激波入射到内通道加重热防护负担的问题;与平直前缘相比,一方面弧形前缘前体将使得前缘脱体激波沿展向蜕化,有利于进气道进口气流总压恢复性能的提高,另一方面弧形前缘的前体前缘形状不利于排除进气道进口边界层气流,导致了其进气道喉道和出口截面下壁面更多的低总压堆积区,使得进气道的总压损失进一步增大,因此,弧形前缘对内流性能的影响需要综合评价。