升力式火箭动力航班化航天运输系统的关键技术挑战 被引量：3

1

作者 蔡巧言 吴莉莉 孙健 《宇航总体技术》 2023年第2期42-51,共10页

航班化航天运输系统是重复使用航天运输系统的高级形式,具有高可靠、低成本、智能化、规模化、产业化等特点。基于火箭动力发展航班化航天运输系统是切实可行的技术途径之一,升力式火箭动力航班化航天运输系统具备实现类似飞机航班形式... 航班化航天运输系统是重复使用航天运输系统的高级形式,具有高可靠、低成本、智能化、规模化、产业化等特点。基于火箭动力发展航班化航天运输系统是切实可行的技术途径之一,升力式火箭动力航班化航天运输系统具备实现类似飞机航班形式的快速周转发射能力,同时对航天运输技术也提出了新的挑战。结合航班化航天运输系统的发展态势和技术方案,重点分析了升力式火箭动力航班化航天运输系统面临的技术挑战,提出了后续研究重点与发展建议。 展开更多

关键词 升力式 航班化 重复使用 关键技术

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基于升力式航天器的再入侦察弹道设计

2

作者 翟胜伟 陈凯 张福欣 《电光系统》 2012年第4期29-34,共6页

再入航天器以其覆盖空域广、隐蔽性强、机动性好和兼具侦察与打击能力等特点，迅速成为国内外研究的热点，尤以升力式再入航天器为主。本文对升力式再入航天器的滑翔跳跃再入飞行过程进行研究，建立再入飞行动力学模型，仿真分析了再入... 再入航天器以其覆盖空域广、隐蔽性强、机动性好和兼具侦察与打击能力等特点，迅速成为国内外研究的热点，尤以升力式再入航天器为主。本文对升力式再入航天器的滑翔跳跃再入飞行过程进行研究，建立再入飞行动力学模型，仿真分析了再入飞行射程、射高和姿态角等参数，验证了本文提出的飞行方案的可行性。 展开更多

关键词 再入 升力式 再入飞行器 再入侦察

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弹道—升力式返回器伞舱盖弹射地面试验准则

3

作者 伍科 《航天返回与遥感》 1994年第4期9-12,共4页

根据动力学原理导出了飞行条件和地面试验状态下,伞舱盖在弹射过程中相对于弹道—升力式返回器主体的运动方程。由此,得到伞舱盖地面弹射模拟试验应遵循的准则和应增设的附加力。

关键词 地面试验 弹道 升力式 返回器 伞舱盖 弹射

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利用高斯伪谱法求解升力航天器最优再入轨迹 被引量：10

4

作者 周文雅 杨涤 李顺利 《南京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期85-90,共6页

为了获得升力式航天器再入大气后的飞行轨迹,利用高斯伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的总吸热量最小再入轨迹。其中,路径约束包括驻点热流峰值约束和最大动压约束;终端约束为高度和位置。选取优化控制变量为迎角和倾斜... 为了获得升力式航天器再入大气后的飞行轨迹,利用高斯伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的总吸热量最小再入轨迹。其中,路径约束包括驻点热流峰值约束和最大动压约束;终端约束为高度和位置。选取优化控制变量为迎角和倾斜角。仿真结果表明,高斯伪谱法能够快速优化出满足以上优化性能指标和约束条件的再入轨迹。最后,通过对哈密尔顿函数的分析给出了最优性验证。 展开更多

关键词 高斯伪谱法 升力式航天器 路径约束 终端约束 总吸热量最小

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升力式再入飞行器非最小相位级联姿态控制 被引量：9

5

作者 孙珊 张冉 李惠峰 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期41-49,共9页

针对具有非最小相位特性的升力式再入飞行器的姿态控制问题,设计了一种基于干扰观测器的动态逆预测级联姿态控制器。提出了"外界输入控制外部状态,外部状态偏差控制内部状态"的级联控制策略。在内部状态回路中,利用模型预测... 针对具有非最小相位特性的升力式再入飞行器的姿态控制问题,设计了一种基于干扰观测器的动态逆预测级联姿态控制器。提出了"外界输入控制外部状态,外部状态偏差控制内部状态"的级联控制策略。在内部状态回路中,利用模型预测控制器的最优性,以较小的控制量镇定内部状态到有界范围;在外部状态回路中,采用动态逆控制器将输出偏差镇定在内回路所需控制量上,并加入干扰观测器来消除再入过程中的建模不确定性,进而实现飞行器姿态的稳定跟踪输出。数值仿真结果表明,该级联控制策略能够有效地解决具有非最小相位特性的模型指令跟踪问题。Monte Carlo数值仿真结果表明,在建模不确定性存在的情况下,该级联姿态控制器具有良好的鲁棒性。 展开更多

关键词 升力式再入飞行器 非最小相位系统 级联系统 干扰观测器 动态逆 预测控制 姿态控制

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升力式再入飞行器覆盖范围计算分析 被引量：6

6

作者 傅瑜 杨卫丽 崔乃刚 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第11期13-19,共7页

将升力式再入飞行器的覆盖范围生成问题转化成满足再入约束条件下的最大纵程、最小纵程、最大横程以及一定纵程下最大横程的轨迹优化问题,采用序列梯度-修复算法来解这一系列的轨迹优化问题,最后进行了仿真分析.仿真结果表明:本文采用... 将升力式再入飞行器的覆盖范围生成问题转化成满足再入约束条件下的最大纵程、最小纵程、最大横程以及一定纵程下最大横程的轨迹优化问题,采用序列梯度-修复算法来解这一系列的轨迹优化问题,最后进行了仿真分析.仿真结果表明:本文采用的方法合理可行,升力式再入飞行器的覆盖范围为一个左右不对称的扇形区域. 展开更多

关键词 升力式再入飞行器 覆盖范围 轨迹优化 序列梯度-修复算法

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多约束条件下的升力滑翔式再入轨迹优化 被引量：7

7

作者 汤亮 杨建民 陈风雨 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第1期1-5,67,共6页

结合多约束再入飞行任务,以升力式再入飞行器为研究对象,给出完整的弹道优化模型,研究弹道优化数值解法,并采用高斯伪谱法进行求解计算,得到满足相应约束条件的再入飞行轨迹。仿真结果表明,高斯伪谱法能够求解此类多约束飞行轨迹优化设... 结合多约束再入飞行任务,以升力式再入飞行器为研究对象,给出完整的弹道优化模型,研究弹道优化数值解法,并采用高斯伪谱法进行求解计算,得到满足相应约束条件的再入飞行轨迹。仿真结果表明,高斯伪谱法能够求解此类多约束飞行轨迹优化设计问题,并具有较好的效果。 展开更多

关键词 升力式再入飞行器 多约束飞行任务 高斯伪谱法

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基于模糊PID的直/气复合再入控制方法研究 被引量：6

8

作者 高晨 马文涛 张庆振 《系统仿真学报》 CAS CSCD 北大核心 2010年第A01期146-148,共3页

升力式高超声速再入飞行器气动力、气动热耦合环境复杂,不确定性和干扰较大,一般采用直接力/气动力的复合控制方式。针对飞行环境特点和不同控制机理构成的复合控制模式,提出了一种基于模糊PID的直接力/气动力复合控制方法,该方法通过... 升力式高超声速再入飞行器气动力、气动热耦合环境复杂,不确定性和干扰较大,一般采用直接力/气动力的复合控制方式。针对飞行环境特点和不同控制机理构成的复合控制模式,提出了一种基于模糊PID的直接力/气动力复合控制方法,该方法通过对气动力控制与直接力控制两个子系统分别设计模糊PID控制器,并设计了一种复合控制方案。最后针对某型升力式高超声速再入飞行器的纵向姿态复合控制进行了仿真验证,仿真中综合考虑了气动参数的误差、测量误差、大气干扰与大气环境的不确定性。仿真结果表明,所设计的模糊PID控制器较传统的PID控制器具有更好的控制性能,更强的鲁棒性和自适应能力。 展开更多

关键词 升力式高超声速飞行器 再入 直接力/气动力复合控制 模糊PID控制器

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基于干扰观测器的升力式飞行器改进离散滑模控制研究

9

作者 陈升泽 张旋 +1 位作者 袁建平 郑子轩 《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》 EI CSCD 2024年第2期233-243,共11页

升力式飞行器具有飞行空域宽、速度变化范围大、机动性强等特点,是近年来国内外的研究热点。本文针对升力式飞行器模型大不确定及外界干扰强带来的控制难题,提出了一种基于干扰观测器的改进离散滑模变结构控制方法。首先,建立了俯仰通... 升力式飞行器具有飞行空域宽、速度变化范围大、机动性强等特点,是近年来国内外的研究热点。本文针对升力式飞行器模型大不确定及外界干扰强带来的控制难题,提出了一种基于干扰观测器的改进离散滑模变结构控制方法。首先,建立了俯仰通道的离散控制模型。其次,设计了一种基于干扰估计的改进离散滑模变结构控制律,并证明了其稳定性。再次,分析了参数选择对控制系统的影响,验证了控制律的有效性。最后,与传统的离散滑模变结构控制方法进行了比较。仿真结果表明,与传统的离散滑模控制方法相比,本文提出的控制律控制精度更高、鲁棒性更强、滑模面收敛速度更快及抖振更小,可有效提高升力式飞行器的飞行品质,实现复杂任务的稳定控制。 展开更多

关键词 升力式飞行器 干扰观测器 离散滑模控制 鲁棒控制 抖振

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类双锥型升力式返回器横航向不稳定性分析及改进

10

作者 陈刚 孙雪 +3 位作者 李广兴 赵丹 马建颖 何程 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期2800-2809,共10页

类双锥型升力式返回器的横航向稳定性对其理想再入策略的实施构成严苛的约束,且在设计阶段需要进行专门分析。针对类双锥型升力式返回器的标称再入过程,使用数值仿真方法计算该飞行器在全速域、宽迎角范围内的横航向稳定性,结合流场特... 类双锥型升力式返回器的横航向稳定性对其理想再入策略的实施构成严苛的约束,且在设计阶段需要进行专门分析。针对类双锥型升力式返回器的标称再入过程,使用数值仿真方法计算该飞行器在全速域、宽迎角范围内的横航向稳定性,结合流场特征分析亚/跨/超声速速域内的横航向稳定性突变规律;重点分析涡流发生器、航向增强型面、重心偏置对横航向稳定性的影响及其作用机理,最终确定了航向舵偏转与重心偏置相结合的方案就是最佳横航向增稳方案。 展开更多

关键词 升力式返回器 高超声速 横航向稳定性 流动机理 增稳措施

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基于可变信赖域的飞行器轨迹快速优化 被引量：1

11

作者 李瑾 王永海 +1 位作者 赵雅心 赵亮博 《计算机仿真》 北大核心 2023年第6期32-37,共6页

升力式飞行器再入过程中面临着多种复杂约束和路径限制,对其进行快速准确的轨迹优化是一项重要课题。提出了一种基于改进序列凸优化的轨迹快速生成方法,以能量为自变量对运动方程进行简化,以倾侧角的正余弦函数为控制量,针对多项约束条... 升力式飞行器再入过程中面临着多种复杂约束和路径限制,对其进行快速准确的轨迹优化是一项重要课题。提出了一种基于改进序列凸优化的轨迹快速生成方法,以能量为自变量对运动方程进行简化,以倾侧角的正余弦函数为控制量,针对多项约束条件进行凸化处理,以得到满足优化条件的计算模型。对优化过程中容易出现的“抖振”现象进行改进,提出可变信赖域和权值函数的方法,减少迭代过程中的跳跃问题,同时也提高终端精度要求。通过数值仿真计算验证表明所提算法可高效快速解决包含禁飞区下的再入轨迹优化问题。 展开更多

关键词 升力式飞行器 序列凸优化 信赖域 禁飞区

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升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计 被引量：4

12

作者 梁欣欣 王惠 姜威 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2022年第1期17-21,共5页

升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大。为了寻求一种快速解决这... 升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大。为了寻求一种快速解决这一问题的工程设计方法,以三级固体运载器为研究对象,提出了升力式飞行器助推段多约束弹道设计方法,通过设计助推段弹道模式制定了设计变量,梳理确定了助推段约束条件,建立了多约束下以入轨速度最大为目标的优化模型。通过分析设计变量与约束条件的耦合关系制定了高效的优化流程,并以牛顿迭代法确定优化初值,且以序列二次规划法开展优化仿真。仿真获得了满足多约束条件下的优化解,入轨速度提高了3.1%,验证了升力式飞行器助推段弹道设计方法的正确性和优化求解流程的有效性。升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计方法具有较强的工程实用性,模型建立方法与优化求解流程可为其他优化问题提供参考。 展开更多

关键词 升力式飞行器 助推段 弹道优化

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典型弹道升力式火星进入器性能比较分析 被引量：5

13

作者 刘中玉 李齐 +1 位作者 魏昊功 耿云飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期863-870,共8页

进入器的减速效率和着陆精度是火星进入、下降、着陆过程的关键问题,利用数值方法分析了火星科学实验室、"龙飞船"和"猎户座"飞船三种典型弹道升力式火星进入器的气动特性和进入轨迹,研究气动参数、进入姿态和进入... 进入器的减速效率和着陆精度是火星进入、下降、着陆过程的关键问题,利用数值方法分析了火星科学实验室、"龙飞船"和"猎户座"飞船三种典型弹道升力式火星进入器的气动特性和进入轨迹,研究气动参数、进入姿态和进入器质量等参数偏差对开伞状态的影响,比较典型弹道升力式火星进入器气动特性和着陆性能,讨论几何构型对弹道升力式火星进入器性能的影响。研究结果表明:钝锥前体外形可以产生更高的阻力系数,但与球冠大底相比气动热环境也更严酷;同样的进入条件的前提下,三种进入器进入过程的最大过载和开伞高度相差不大,"龙飞船"的开伞动压相对较低,有利于降低减速伞系的开伞载荷。相关研究结论可为我国后续火星探测任务进入器气动外形设计提供有益参考。 展开更多

关键词 火星进入器 弹道升力式飞行器 升阻比 进入轨迹 着陆精度

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美国可重复使用再入飞行器Model 176设计特点分析

14

作者 李文佳 李一鸣 《航空科学技术》 2023年第11期8-16,共9页

可重复使用再入飞行器技术是航天领域的竞争热点,已成为世界航天强国发展战略中的重点。早在20世纪50—60年代,人类就已经开始了对重复使用运输系统相关技术的探索。本文介绍了20世纪50—60年代美国研究机构提出的多种可重复使用再入飞... 可重复使用再入飞行器技术是航天领域的竞争热点,已成为世界航天强国发展战略中的重点。早在20世纪50—60年代,人类就已经开始了对重复使用运输系统相关技术的探索。本文介绍了20世纪50—60年代美国研究机构提出的多种可重复使用再入飞行器,重点分析了设计性能最为优越的Model176的气动和结构方案。分析结果表明,Model176采用可变机翼构型,在高超声速段升阻比达到3.5,亚声速段升阻比达6.5,远超其他类型再入飞行器,拥有优越的航向范围和横向范围,理论上可以从任何太空轨道再入在美国本土水平着陆;Model176在结构方面采用完整的全金属结构和热防护系统,与陶瓷和碳-碳材料重量(质量)相当,且结构强度更高。Model176作为一款性能优越的可重复使用再入飞行器,能为我国可重复使用高超声速技术研究提供一定的参考价值。 展开更多

关键词 再入飞行器 可重复使用 高超声速 升力式飞行器 Model176

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升力式飞行器集结轨迹实时规划方法

15

作者 薛光伟 辛万青 傅瑜 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第8期1195-1202,共8页

针对升力式飞行器在强干扰环境下集结的问题,提出一种可达时间快速计算方法以及集结轨迹规划方法。在满足平衡滑翔条件的前提下,提出能量航程剖面上最快到达与最慢到达对应的两种轨迹模式,推导了两种轨迹满足的条件,基于双层牛顿割线法... 针对升力式飞行器在强干扰环境下集结的问题,提出一种可达时间快速计算方法以及集结轨迹规划方法。在满足平衡滑翔条件的前提下,提出能量航程剖面上最快到达与最慢到达对应的两种轨迹模式,推导了两种轨迹满足的条件,基于双层牛顿割线法,构建一种可达时间实时求解方法,形成了升力式飞行器集结轨迹实时规划方法。仿真结果表明,提出的集结轨迹规划方法能够完成未知强干扰作用下升力式飞行器的实时集结轨迹规划。 展开更多

关键词 升力式飞行器 可达时间 双层牛顿割线法 轨迹规划

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升力式飞行器最短返回时间离轨点设计方法

16

作者 丁宁 李兆亭 张洪波 《航天控制》 CSCD 北大核心 2023年第1期31-38,共8页

针对升力式飞行器升阻比较大、横向再入机动能力较强的特点,提出了一种综合考虑着陆场位置、返回时间和离轨燃耗约束的最短时间离轨点设计方法。首先,在飞行器运行轨道和着陆场位置给定的条件下,求解了着陆点与星下点轨迹的最小横向距离... 针对升力式飞行器升阻比较大、横向再入机动能力较强的特点,提出了一种综合考虑着陆场位置、返回时间和离轨燃耗约束的最短时间离轨点设计方法。首先,在飞行器运行轨道和着陆场位置给定的条件下,求解了着陆点与星下点轨迹的最小横向距离,并考虑位置及时间约束,根据再入可达域参数确定了再入航程角和再入时间范围。其次,考虑离轨燃耗约束,推导了再入角给定时离轨航程角和离轨时间的解析计算方法,采用牛顿迭代法求解二者取值范围。最后,依据离轨段及再入段航程角范围确定了离轨窗口,用非线性优化方法求解了返回时间最短的离轨点位置。数值仿真表明,所提方法能实现多约束下的飞行器最短返回时间离轨轨道计算,具有较好的适应性,可为航天器离轨方案设计提供参考。 展开更多

关键词 升力式飞行器 离轨制动 离轨点设计 再入角

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基于解耦滑模的升力式飞行器欠驱制导方法

17

作者 薛光伟 辛万青 +2 位作者 傅瑜 许江涛 谭浩天 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2023年第4期43-49,共7页

针对升力式飞行器的欠驱动跟踪制导问题,提出了一种基于解耦滑模的强鲁棒制导方法。通过动力学机理与气动特性分析,构建了升力式飞行器的动力学数学模型,给出了气动参数的使用方法及存在的控制量约束条件。基于误差模型、滑模指数趋近... 针对升力式飞行器的欠驱动跟踪制导问题,提出了一种基于解耦滑模的强鲁棒制导方法。通过动力学机理与气动特性分析,构建了升力式飞行器的动力学数学模型,给出了气动参数的使用方法及存在的控制量约束条件。基于误差模型、滑模指数趋近律和解耦滑模方法,提出了适用于升力式飞行器的欠驱制导方法,并开展了典型工况下的数值仿真试验研究。结果表明,所提方法保证了升力式飞行器在欠驱动情况下的轨迹跟踪能力。 展开更多

关键词 升力式飞行器 欠驱动系统 指数趋近律 解耦滑模制导 仿真试验

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升力式再入飞行器两种可达区域计算方法的探讨 被引量：4

18

作者 肖翔 杨业 +1 位作者 郭涛 吴浩 《航天控制》 CSCD 北大核心 2015年第2期39-43,共5页

对2种计算升力式再入飞行器可达区域的方法进行了分析和探讨。首先建立了飞行器三自由度运动方程模型和升力式飞行器基于准平衡假设下的简化模型;然后基于最优控制方法,考虑过程约束和终端约束推导了闭环倾侧角控制律,采用双参数搜索法... 对2种计算升力式再入飞行器可达区域的方法进行了分析和探讨。首先建立了飞行器三自由度运动方程模型和升力式飞行器基于准平衡假设下的简化模型;然后基于最优控制方法,考虑过程约束和终端约束推导了闭环倾侧角控制律,采用双参数搜索法求取不同纵程下的最大横程;最后,以一种升力式飞行器为例分别用优化方法和常值倾侧角法进行仿真分析,结果表明常值倾侧角法可以代替优化方法进行分析与设计。 展开更多

关键词 升力式飞行器 可达区域 准平衡滑翔 最优控制 常值倾侧角

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能量优化分配再入轨迹快速规划方法

19

作者 薛光伟 辛万青 傅瑜 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2023年第2期1-8,共8页

针对升力式飞行器再入过程中面临未知干扰与拦截的问题,设计了一种再入飞行器的能量优化分配再入轨迹,并提出了该轨迹的快速规划方法。首先,将再入轨迹分为初始下降段、能量最优段和能量管理段,设计了能量最优段按照最省能量方式飞行,... 针对升力式飞行器再入过程中面临未知干扰与拦截的问题,设计了一种再入飞行器的能量优化分配再入轨迹,并提出了该轨迹的快速规划方法。首先,将再入轨迹分为初始下降段、能量最优段和能量管理段,设计了能量最优段按照最省能量方式飞行,剩余能量集中在能量管理段消耗的飞行模式,推导了能量管理段在平衡滑翔条件下,完成能量管理所需最短轨迹长度的解析表达式。然后,设计了初始下降段和能量最优段规划方法,提出了能量管理段和能量最优段平滑过渡迭代算法,结合倾侧角翻转技术,通过规划两次倾侧角翻转消除横向射程误差与航向角误差,构建了能量管理段规划方法,形成了能量优化分配再入轨迹一体化生成技术。最后,对能量优化分配再入轨迹的性能和规划方法进行了仿真验证。结果表明,提出的能量优化分配再入轨迹能够有效增大飞行器应对干扰拦截的能量裕度,构建的快速规划方法能够快速完成轨迹规划,具有较强的工程应用价值。 展开更多

关键词 升力式飞行器 能量优化分配 射程解析解 轨迹快速规划 轨迹优化

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升力式飞行器多阶段轨迹优化改进策略研究 被引量：4

20

作者 洪蓓 辛万青 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第2期8-12,共5页

针对伪谱法求解多阶段多约束最优控制问题时存在的控制变量不连续问题,提出一种改进优化策略,增加攻角和倾侧角为状态变量,选择攻角变化率与倾侧角变化率为控制变量,考虑动压、过载、热流密度、边界层转捩等约束影响,采用hp自适应伪谱... 针对伪谱法求解多阶段多约束最优控制问题时存在的控制变量不连续问题,提出一种改进优化策略,增加攻角和倾侧角为状态变量,选择攻角变化率与倾侧角变化率为控制变量,考虑动压、过载、热流密度、边界层转捩等约束影响,采用hp自适应伪谱法对升力式再入飞行器多阶段多约束轨迹优化问题进行数值仿真。仿真结果表明控制变量在不同飞行阶段之间变化连续且平缓,该方法简单有效,具有较强的工程应用价值。 展开更多

关键词 升力式再入飞行器 多阶段 多约束 轨迹优化 hp自适应伪谱法

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