高超声速飞行器滑翔再入性能评估

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高超声速滑翔飞行器再入段制导方法综述

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｒｅｅｎｔｒｙｇｕｉｄａｎｃｅｍｅｔｈｏｄｓｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｇｌｉｄｉｎｇｖｅｈｉｃｌｅｓｗａｓｒｅｖｉｅｗｅｄ．Ｆｉｒｓｔｌｙ，ｔｈｅｄｙｎａｍｉｃｓｏｆａｒｅｅｎｔｒｙｖｅｈｉｃｌｅｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｔｈｅｐａｔｈｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓ，ｔｈｅｔｅｒｍｉｎａｌｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓａｎｄｔｈｅｇｅｏｇｒａｐｈｉｃｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄｆｏｒａｒｅｅｎｔｒｙｆｌｉｇｈｔ．
ｔｈｒｅｅｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌｇｕｉｄａｎｃｅｍｅｔｈｏｄｓａｎｄｔｈｅｔｗｏｌａｔｅｒａｌｇｕｉｄａｎｃｅｍｅｔｈｏｄｓ．Ｆｉｎａｌｌｙ，ｔｈｅ
中国空间科学技术
ＣｈｉｎｅｓｅＳｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
Ｄｅｃ．２５２０１６Ｖｏｌ。３６Ｎｏ，６１．１３
ＩＳＳＮ１０００ — ７５８Ｘ
ｒｅｅｎｔｒｙｇｕｉｄａｎｃｅａｌｇｏｒｉｔｈｍｓｗｅｒｅｄｉｖｉｄｅｄｉｎｔｏｔｗｏｃａｔｅｇｏｒｉｅｓ：ｇｕｉｄａｎｃｅｆｏｒｔｈｅｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓａｎｄｇｕｉｄａｎｃｅｆｏｒｔｈｅｇｅｏｇｒａｐｈｉｃｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓ．Ｒｅｖｉｅｗｓｗｅｒｅｐｒｅｓｅｎｔｅｄｆｏｒｔｈｅ

高超声速滑翔式飞行器再入轨迹多目标多约束优化

ＡｓａｔＴａｔｙｏｔｉｔｎｉａｋｙｔｈｏｇｆｙｅｏｉｇｄｅｉｅｎｏｅｔａｏｅｄａｖｎｇｆｎｉｔｂｔｃ：ｒｅｏｐｍｚｉｅｃｎｌｙｏｈｐｒｎｌｅｖｈｌ．ＩｒｒＯｖｉｔｉｄａｔｅｏｄｒｒｊｒｉａｏｓｃｅｏｓｃｉｃｄｄｈｓａｉｅｃ
ｈａｆｘａｄｆｍｒｔｈｅｓｔｆｎａｏｓａｔｓｃｓｖｈｌｄｎｍｃ，ｃｎｏｈｉｆｎａｐｉ，／－ｙｚｅｅｔｕｎｌｔｅｔｔｇｉａｓｉｓｔｃｎｔｉｓｕｈａｅｃｙａｉｌｙｉＯａｅｗｌｉｙｇｔｅｒｎｉｅｓｏｔｌｍｔｏ，ｗｙｏｔ１ Ⅱ ｏ，ｒａｉｎ０ｎ
中图分类号：４２Ｖ１文献标识码：Ａ
ＭｕｔｏｊｃｉｅＯｐｉｚｔｎｏｅｎｒｒｊｃｏｙｆｒＨｙｅｓｎｃｌ－ｂｅｔｔａｉｆＲｅｔｙＴａｅｔｒｏｐｒｏｉｉｖｍｉｏ
ＧｌｅＶｅｉｌｔｕｔ— ｏｓｒｉｔｉｈｃｅｗｉｈＭｌｉｃｎｔａｎｓｄ
ｓｌｅｉｔｒｏａｉｎｉｐ０ ∞ｅｏｖｅｎｒａｅｔｒｐｉｚｔｎｐｏｌｍ．ＡｎｍｅｉａｘｍｐｅｔａｍｉｉｚｓｔｅｓｇａｉｏｎｐｉｅｐｌｔｒｐｄｔｓｌｒｅｔｔｊｏｙｏｔａｉｒｂｎｎｏｓＯｅｙｒｃｍｉｏｅｕｒｌａｌｔｎｍｉｔｎｔｎｐｉｔｃｅｈｅｈａｏ
ｍｔ ’ ｓｎｉｉｉａｇｅｄｐｅｄｐｔｌｅｏ ’ 通ｃｈｅｌｐｔｎｔｉｓａｄｅｔｅｏａｄＯｋａｅｏｓｅｓｉｔｔｉｔｌｕｓａｓｕｅｅｒｔｄｓｄｕｙｏｓｔａｃｓａｔ，ｉｃｍｔｄｂｓｉＡｉｈｔｙＯｎｉｓｎｄｖｓｃａｍｈｔｔｅｈｏｒｒｔｒｈｅｌｍ

高超声速飞行器的飞行特性

( )
⇒
tan 2 γ o − 2 tan θo tan γ o − 1 = 0 π tan (2 γ o ) = cot θo = − tan − θo 2
⇒
γo =
θo π − 2 4
tan γ o = tan θo ± sec θo
1 − sin θo − tan γ o = = optimum cos θo
& q & ∂q 3 m/V =0= + ∂V ln(V / Vo ) V V m ln =− ⇒ Vo 3 ⇒
V = e−m / 3 V o q max &
(2.1.22)
2．1．5 弹道衰减再入在绕地球轨道飞行的飞行器，由于阻力及绕地球的螺旋式旋转而导致能量衰减，最终返回大气层。该种飞行器再入称为轨道衰减模态。 4．1．5．1基本运动方程．．．基本运动方程 1．在此模态下再入，γ << 1 , L = 0 ，则
& V − = D/W g & h = V sin γ
o
合并后得
gC D S dV − = ρV dh 2W sin γ o
由大气关系式
ρ / ρsl = e − αh
消去h得
dρ = − α dh ρ
dV dρ = − V β
时，
（ 2.1.20）
此时，弹道系数 β = −2Wαsinγo / gCDS 由于 V = Vo 时，ρ → 0 ，求解(2.1.20)得
dt 固
3 • 令： i 3 = i ′，则可以导出 ′ • 若 V = V i1 ，则由
& & = i′ θ − γ 3
i′ 2 0 0 i′ 3

形形色色的高超声速武器(二)：助推滑翔飞行器

形形色色的高超声速武器（二）：助推滑翔飞行器作者：来源：《大众科学》2019年第09期高超声速助推滑翔飞行器是在一定初速下，依靠气动升力和离心力，克服自身重力，在大气层内做远距机动滑翔的飞行器。

其显著特点是利用助推火箭达到高超声速或从近地轨道离轨再入大气层，在无动力条件下，仅依赖气动力进行滑翔飞行。

近年来，以美俄为代表的世界先进军事国家按照既定框架，积极推进高超声速助推滑翔飞行器的研发，取得了显著的技术突破和研制进展。

“猎鹰”计划HTV-2飞行弹道示意图在高超声速助推滑翔飞行器方面，美军开展了长期的探索。

其中，美国空军和国防先期研究计划局推出的“猎鹰”计划曾名噪一时。

在“猎鹰”计划下，美军设计了HTV-2飞行器（HTV 为“高超声速滑翔飞行器”英文简称）。

它使用了优化设计的乘波外形，以提高升阻比。

由于它的高超声速飞行时间较长，理论射程达10000千米以上，必须进行防热、气动和控制的一体化设计，研制难度远高于一般的再入飞行器，这也注定了其“命运多舛”。

2010年4月和2011年8月，两次HTV-2飞行试验均以失败告终，随后“猎鹰”计划也宣告下马。

此后，美国防部确定以陆军的“先进高超声速武器”项目方案为主攻技术方向，继续发展高超声速助推滑翔技术。

AHW是由美军联合发展的“常规快速全球打击”计划的关键组成部分，于2003年启动，目标是发展可在30分钟内打击地球任意目标的高超声速助推滑翔技术。

这种飞行器采用了三级推进系统，第一级和第二级采用的是“北极星-A3”发动机，这两级发动机可将速度推进至10马赫，而最后一级采用的是S1A发动机，使得最大速度可达14马赫。

因为不需要进行变轨，所以导弹在进入大气层后将会实现致命一击。

据称，AHW可在35分钟的飞行时间内飞行6000千米，精度圆概率误差小于10米。

AHW外观与飞行效果示意图“先锋”飞行器规避天基反导预警卫星及“宙斯盾”舰探测示意图在AHW的基础上，美国国防部2018年10月提出发展“通用型高超声速滑翔体”，未来形成陆、海、空基助推滑翔高超声速导弹。

高超声速复杂气动问题的研究综述与思考

高超速复杂气动问题的研究综述与思考学号：1109140413姓名：闫朋朋2016年1月高超声速复杂气动问题的研究综述与思考闫朋朋章易程（中南大学交通运输工程学院湖南长沙 410004）摘要：通过对国内外研究现状的调查总结，分析了当前高超速气动工程及仿真实验的研究方法及进展，概述了超高速复杂气动问题的研究方向，归纳了超高速复杂气动问题的模型模拟研究以及影响超高速飞行的主要因素，最后对超高速气动问题进行风动实验研究，利用多场耦合数值模拟进行仿真研究，利用非线性鲁棒自动控制系统对超高速飞行器的表面结构优化问题，材料使用问题，气动热环境问题提供有益的建议。

关键词：超高速气动实验数值模拟气动布局优化热环境0 引言转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。

转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。

飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等。

基于上述理由，我们从超高速飞行的实验，分析方法，以及影响超高速飞行的因素对超高速气动问题进行研究综述。

1 实验1.1 工程实验工程风洞实验是研究高超速复杂气动问题最实用的方法。

飞行器内外流场复杂及相互影响,地面试验模拟技术难度大,有必要开展风洞试验方法研究。

当前国内外主要有机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型风洞试验。

由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。

高超声速飞行器受到高超声速流场特性、气动加热、控制等影响,其气动弹性问题比较复杂,国外从上世纪五六十年代开始就进行了大量的气动弹性试验研究,研究了几何外形、结构形式、气动参数、热等因素对舵翼面颤振特性的影响。

高超声速飞行器发展现状和关键技术问题

高超声速飞行器发展现状和关键技术问题高超声速飞行器是指可以飞行在5倍音速以上的飞行器，具有超过音速5倍速度的飞行能力。

它具有重要的军事战略意义和广阔的应用前景。

在当今世界，高超声速技术已经成为各国军事竞争的焦点之一。

本文将探讨高超声速飞行器的发展现状，并分析相关的关键技术问题。

首先，我们来看一下高超声速飞行器的发展现状。

目前，全球范围内有多个国家在高超声速飞行器领域进行着积极的研究和开发。

其中，美国、俄罗斯和中国是最活跃的国家之一。

美国在高超声速领域具有丰富的研究实力，被认为是全球高超声速飞行器技术的领先者。

美国国防部和美国航空航天局（NASA）在该领域进行了多项研究项目，其中包括X-51飞行器的研发。

X-51是一种无人驾驶的高超声速飞行器原型，它成功地进行了多次飞行试验。

俄罗斯在高超声速技术领域也有很强的实力。

俄罗斯成功研发了“雅歌”高超声速导弹系统，并在2018年进行了试射。

此外，俄罗斯还计划发展一种名为“复兴者”的可重复使用高超声速飞行器，该飞行器预计在2023年前进行首次试飞。

中国也在高超声速领域取得了重要的进展。

中国成功研发了“神舟飞机-2号”和“神舟飞机-3号”两型高超声速飞行器，在实验中取得了显著的成果。

另外，中国还计划发展一种名为“彩虹-5”的超高音速飞行器，该飞行器将具有可重复使用能力。

虽然全球多个国家都在高超声速飞行器领域进行积极研究，然而，这个领域仍然面临着许多关键技术问题。

首先是发动机技术。

高超声速飞行器的发动机需要提供足够的推力和稳定的工作性能。

目前，涉及到高超声速发动机的关键技术难题包括高温环境下的可靠燃烧和动力系统的散热问题。

燃烧过程中产生的高温和高速气流对发动机的耐久性和工作效率提出了很高的要求。

其次是材料技术。

高超声速飞行器需要使用能够承受高温和高速气流冲击的材料。

这些材料需要具备良好的高温稳定性、抗热疲劳和热传导性能。

目前，开发适合高超声速飞行器使用的材料仍然是一个挑战。

多禁飞区高超声速滑翔飞行器再入机动制导

（１．ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＭｉｓｓｉｌｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＲｏｃｋｅｔＦｏｒｃｅＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｘｉ’ａｎ７１００２５，Ｃｈｉｎａ；２．ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎ７１００７２，Ｃｈｉｎａ）
高杨，等：多禁飞区高超声速滑翔飞行器再入机动制导
３３
ｚｏｎｅｓｗｉｔｈｕｎｋｎｏｗｎｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ，ａｎｄｔｈｅｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｔｉｍｅｏｆｔｈｅｐｒｅｄｉｃｔｅｄｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｍｅｅｔｓｔｈｅ
ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｍｏｔｏｒｇｕｉｄａｎｃｅ，ｗｈｉｌｅＭｏｎｔｅＣａｒｌｏＳｉｍｕｌａｔｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓａｌｓｏｖｅｒｉｆｙｔｈｅｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓｏｆｔｈｅ
中图分类号：ＴＪ７６０
文献标识码：Ａ
文章编号：２０９６－２３０４（２０１９）０８－００３２－０８
ＲｅｅｎｔｒｙＭａｎｅｕｖｅｒＧｕｉｄａｎｃｅｆｏｒＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＧｌｉｄｅＶｅｈｉｃｌｅｓＵｎｄｅｒＭｕｌｔｉｐｌｅＮｏＦｌｙＺｏｎｅｓ
ＧＡＯＹａｎｇ１，ＣＡＩＧｕａｎｇｂｉｎ１，２，ＺＨＡＮＧＳｈｅｎｇｘｉｕ１，ＸＵＨｕｉ１
摘要：针对高超声速滑翔飞行器再入过程中面临的多禁飞区约束问题，提出了一种基于三触角预测方法的侧滑角瞬
变规避机动制导策略。该机动制导策略通过最大转弯轨迹计算飞行器的航向角约束，预测时只发出三条“触角”预
测线，根据航向角与禁飞区等约束终止预测并计算预测终止的优先级，然后引入侧滑角延时计数开关后选择侧滑
角，规避禁飞区到达终点。基于三触角预测方法的侧滑角瞬变策略完成了纵横向制导策略的设计，降低了机动制导

基于Gauss伪谱方法的高超声速飞行器再入轨迹快速优化

高的精度和计算效率。关键词：轨迹优化；再人；Ｇｕｓａｓ伪谱方法中图分类号：Ｖ１．４４２４文献标识码：Ａ文章编号：００１２（０８０ —７６７１０ —３８２０）６１６ — ０
ＤＯＩ：０。８３ｉｉｓ】０ — ３８．０８．６．１１３７／．ｓｎ．００１２２０００６
（）将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段分别３
求解。
收稿日期：０７１．５修回日期：０８０—２２０，２２；２０．５１
第６期
雍恩米等：于Ｇｕｓ谱方法的高超声速飞行器再人轨迹快速优化基ａｓ伪
点获得较高的精度ｊ。为实现远程多约束条件下高超声速飞行器再人轨迹快速优化，本文利用Ｇｕｓａｓ伪谱方法的优点，提出含初值估计的串行并分段的优化策略，：即
此类飞行器的轨迹优化问题具有如下特点：
声速飞行器滑翔式再人的快速轨迹优化问题。针对远程多约束条件下滑翔式再入轨迹优化问题的难点，出了基提于ＧＭ的串行分段优化策略，括三个方面：１Ｐ包（）构造了设计变量初值生成器，得近似最优解作为优化初值；２获（）提出从可行解到最优解的串行优化策略；３（）引人平衡滑翔条件构造动态分段点，将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段分别求解。以某高超声速再入飞行器为对象进行轨迹优化计算，真结果验证了本文的轨迹优化方法具有较仿

高超声速飞行器的气动特性研究

高超声速飞行器的气动特性研究一、前言高超声速飞行器是目前国际上研究的热点之一，具有非常重要的军事和民用价值。

然而，由于其飞行速度远远超过常规飞行器，因此其气动特性也非常独特，需要进行深入的研究和探索。

本文将讨论高超声速飞行器的气动特性研究。

二、高超声速飞行器的气动特性1.高超声速飞行器的定义及特点高超声速飞行器（Hypersonic vehicle，简称HSV）是指飞行速度超过5马赫（即五倍音速）的飞行器。

在实际应用中，通常把马赫数大于10的飞行器称为“高超声速飞行器”，而把马赫数大于5但小于10的飞行器称为“超音速飞行器”。

高超声速飞行器具有极高的速度和机动性，具有很强的反制敌军能力，同时还能大幅度提高远程打击能力，具有重大的军事价值。

另外，在民用领域，高超声速飞行器也有着广泛的应用前景，比如在航天领域中，可以大幅度提高飞行器的载荷能力和进出轨道的速度等。

2.高超声速飞行器的气动特性高超声速飞行器的气动特性十分独特，主要表现在以下几个方面：(1)大气力学特性复杂。

高超声速飞行器飞行时，其周围的气体会发生各种各样的流动现象，如激波、边界层、湍流等，这些现象极大地影响着飞行器的飞行特性。

(2)气动热力学效应显著。

由于高超声速飞行器的速度非常快，其周围的气体会发生显著的热化现象，这种现象会大幅度影响着飞行器的空气动力学特性。

(3)滑翔比低。

高超声速飞行器一般采用滑翔的方式飞行，而且由于其速度过快，其滑翔比通常较低，需要采取一些特殊的设计措施来确保飞行器的安全和稳定性。

(4)控制性差。

由于高超声速飞行器的速度非常快，其机动性较差，同时控制难度也比较大，需要采用一些特殊的控制手段和技术来保证飞行器的安全和稳定性。

三、高超声速飞行器的气动特性研究1.高超声速飞行器的气动特性研究意义高超声速飞行器的气动特性研究对于掌握高超声速飞行器的飞行性能和工作原理、设计性能和结构优化等方面具有非常重要的意义。

其主要意义可以总结为以下几点：(1)为高超声速飞行器的设计、制造和飞行提供理论依据和技术支撑；(2)为高超声速飞行器的性能评估和优化提供基础数据和方法；(3)为高超声速飞行器的控制和导航提供参考和支撑；(4)为高超声速飞行器的应用和发展提供技术保障和支撑。

飞行能力评估报告

飞行能力评估报告1. 引言飞行能力评估报告旨在评估飞行器的飞行能力，包括飞行性能、飞行安全性和操纵性。

本报告将通过详细的数据分析和综合评价，对飞行器的这些方面进行评估，并提供改进的建议。

2. 飞行性能评估2.1 飞行速度和航程飞行速度和航程是飞行器性能的重要指标之一。

通过测量飞行器在不同速度下的飞行距离，我们可以得到飞行器的最大巡航速度和航程。

在本次评估中，为了准确测量飞行速度和航程，我们采用了实际飞行测试的方法。

根据测试结果，飞行器的最大巡航速度为XXX km/h，航程为XXX km。

2.2 爬升率和升限爬升率和升限是评估飞行器爬升性能的重要指标。

飞行器的爬升率表示单位时间内飞行器的垂直爬升高度，而升限则表示飞行器能够爬升到的最大高度。

经过测试，飞行器的最大爬升率为XXX m/s，升限为XXX m。

2.3 起降性能飞行器的起降性能对于飞行安全和操纵性至关重要。

我们评估了飞行器的起飞距离和着陆距离，以及在不同起降条件下的性能表现。

根据测试数据，飞行器的最小起飞距离为XXX m，最小着陆距离为XXX m。

3. 飞行安全性评估3.1 稳定性和操纵性飞行器的稳定性和操纵性是飞行安全性的重要因素。

我们通过飞行试验和操纵测试来评估飞行器的稳定性和操纵性能。

经过测试和评估，飞行器在各种飞行条件下表现出良好的稳定性，并且操纵性能稳定可靠。

3.2 环境适应性评估环境适应性评估主要针对飞行器在不同气象条件下的性能表现。

我们测试了飞行器在恶劣天气和复杂气象条件下的飞行性能，并评估了其对各种环境因素的适应能力。

通过测试结果显示，飞行器在不同气象条件下的表现良好，具有较高的环境适应性。

4. 结论与建议结合以上评估结果，我们得出以下结论和建议：1.飞行器在飞行性能方面表现出色，但在某些方面还有改进的空间。

建议对飞行器进行进一步优化，以提高巡航速度和航程等性能指标。

2.飞行器的飞行安全性较高，具有稳定性和良好的操纵性。

但仍建议对飞行器的自动控制系统进行进一步改进，提高飞行的安全性和操纵性。

航空航天飞行器性能评估与优化

航空航天飞行器性能评估与优化引言航空航天飞行器的性能评估与优化是保证这些关键设备的可靠性和安全性的重要步骤。

通过评估和优化，可以确保飞行器在各个方面具有最佳的性能，提高其飞行效率和安全性。

本文将探讨航空航天飞行器性能评估与优化的重要性和方法。

一、性能评估的重要性1. 安全性和可靠性航空航天飞行器是高度复杂的设备，其中包含了许多故障点。

通过对飞行器性能进行评估，可以发现潜在的故障点，有效地提高其安全性和可靠性。

对各个系统和部件的功能进行全面评估，有助于发现潜在的故障和弱点，并提前采取措施进行修复和改进。

2.飞行效率性能评估还有助于提高飞行器的飞行效率，减少油耗和维护成本。

通过评估和优化设计，可以降低飞行器的阻力，提高其升力和推力，从而减少燃料消耗。

同时，通过精准的性能评估，可以优化飞行路径和机动参数，提高飞行器的飞行效率，减少能耗。

3.机动性和稳定性性能评估还可以帮助优化飞行器的机动性和稳定性。

通过评估飞行器的操纵特性和动态响应，可以改进其机动性能，提高其速度和机动性，从而增强其战斗能力和执行任务的灵活性。

同时，评估飞行器的稳定性，可以减少失控和意外事故的风险，确保飞行的安全性。

二、性能评估的方法1.仿真模拟仿真模拟是一种常用的性能评估方法。

通过建立飞行器的数学模型，并模拟各种不同的飞行条件和工况，可以评估飞行器在不同情况下的性能表现。

仿真模拟可以减少实际试验的时间和成本，寻找最佳设计方案，并帮助解决性能瓶颈。

2.试验验证试验验证是另一种常用的性能评估方法。

通过实际的试飞和地面试验，可以评估飞行器的各项性能指标，包括起飞性能、爬升性能、巡航性能和降落性能等。

试验验证可以提供真实的飞行数据，并帮助针对性地优化设计方案。

3.数据分析数据分析是评估飞行器性能的关键步骤。

通过收集和分析实际飞行数据，可以比较不同飞行器的性能表现，找出性能偏差和优化的空间。

数据分析可以从宏观和微观的角度对飞行器的性能进行评估，找出潜在的问题和优化方向。

高超声速飞行器的动力学性能分析

高超声速飞行器的动力学性能分析一、引言高超声速飞行器（Hypersonic Aircraft）是指飞行速度超过5倍音速（Mach 5）的飞行器，由于其高速、高温等特殊条件，其动力学性能表现出较高的复杂性和特殊性。

因此，对于高超声速飞行器的动力学性能分析成为科学家们研究的重要课题。

本文主要分析高超声速飞行器的动力学性能并探讨相关应用。

二、高超声速飞行器动力学性能分析高超声速飞行器的飞行速度达到5倍音速以上，速度越高，其动力学性能表现出越高的特殊性。

高超声速飞行器的动力学性能分析主要包括以下内容：1. 飞行姿态控制高超声速飞行器的飞行姿态控制需要充分考虑其高速和高温的特殊性。

传统的飞行姿态控制方法已经无法适应高超声速飞行器的特殊要求。

因此，需要采用更加灵活的方法进行飞行姿态控制，如自适应控制和模型预测控制等。

2. 飞行稳定性分析高超声速飞行器的飞行稳定性受到外界环境和高速引起的气动效应影响较大。

需要通过理论分析和风洞试验等方式进行飞行稳定性分析，根据分析结果对飞行器结构和控制系统进行优化设计。

3. 弹性变形和振动分析高超声速飞行器在高速飞行过程中会受到较大的气动力和热应力作用，从而导致其结构变形和振动。

因此，需要进行弹性变形和振动分析，并对飞行器结构进行设计和优化。

4. 相关试验和验证高超声速飞行器的特殊性需要进行相关试验和验证。

风洞试验、火箭发动机试验等试验方式可以验证飞行器的动力学性能和控制系统的正确性。

三、高超声速飞行器的应用高超声速飞行器具有较高的转化价值和应用前景，主要应用于以下领域：1. 军事领域高超声速飞行器在军事领域具有非常重要的作用，主要应用于高速侦察、导弹拦截、核打击等。

高超声速飞行器的速度非常快，可以在极短的时间内完成军事任务，提高战争的效率和成功率。

2. 航天领域高超声速飞行器在航天领域同样具有较大的应用价值，可以用于太空探测、行星探测等。

由于其高速和高温的特殊条件，可以更好地适应太空环境的需求，提高太空探测的效率和成果。

高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹分析

高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹分析
徐申达;吴京;王雪莹
【期刊名称】《航天电子对抗》
【年(卷),期】2015(031)002
【摘要】提出了一种高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹设计方法,并对弹道特性进行了仿真.首先介绍了高超声速助推-滑翔式飞行器的概念和它的基本弹道轨迹,分析了传统轨迹设计中的不足.然后提出了一种机动程序和发动机短暂点火相结
合控制跃起,综合考虑实时精确的空气动力、地球引力以实现跳跃式飞行的弹道轨
迹设计方法,并在机动控制程序不变时对点火次数、点火高度和推力大小进行了弹
道仿真分析.仿真结果显示了该方法的可行性、整体设计上的优势以及在增大射程、提高突防能力上的性能优势.
【总页数】5页(P11-14,19)
【作者】徐申达;吴京;王雪莹
【作者单位】国防科技大学电子科学与工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学
电子科学与工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学电子科学与工程学院,湖南长沙410073
【正文语种】中文
【中图分类】V412.4
【相关文献】
1.高超声速滑翔式再入飞行器最大航程飞行轨迹分析 [J], 丁洪波;蔡洪;张士峰;李安梁
2.高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化方法 [J], 黄浩; 丰志伟; 葛建全; 杨涛; 许强强
3.基于参考椭球的高超声速滑翔飞行器弹道仿真 [J], 冯耀;王红;曲智国;喻晨龙
4.高超声速滑翔飞行器弹道仿真分析 [J], 孟夏莹;杜君;刘健
5.高超声速飞行器动力滑翔组合弹道优化 [J], 魏继华;王兆魁
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高超声速飞行器起飞质量的解析估算

差。
关键词：高超声速飞行器；弹道式飞行器；高超声速助推．滑翔飞行器；高超声速助推一巡航飞行器；飞质量起
中图分类号：４１Ｖ２．１文献标识码：Ａ文章编号：０６２９（ｏ８０－５８０１０－３２ｏ）６０４－７４
性的有力工具。对此，人已有一些基础性研究，前如Ｓｎｅ和Ｂｅｔ给出了弹道式飞行器的航程公式，ａｇｒｒｄ
弹道式飞行器是一种传统的高超声速飞行器，以
可以比较各种方案的优劣，于设计出性能更优的飞弹道导弹为典型代表，弹道呈抛物线状，图１利其见。
ＡｂｔａｔＢｓｄｏｏｋｔｂｏｔａｎｈｎｄ，ｈｎｌｔａｅｐｅｓｏｓｂｔｅａｅｆｍａｓａｄｒｎｅａｅｌａｒｐｌｓｒｃ：ａｅｎｒｃｅ－ｏｓｌｕｃｉｇｍｏｅｔｅａａｙｉｌｘｒｓｉｎｅｗｅｎｔｋｏｓｎａｇｓｗｌｓｐｏｅ — ｃｌｎｐｃｆｍｐｌｅａｄｐｙｏｄｗｅｅｄｄｃｄｆｒｔｒｅｋｎｓｏｙｅｓｎｃｖｈｃｅ，ｉｃｕｉｇｂｌｓｉｅｉｌｓｂｏｔｌｅｖｈ — ａｔｅｉｃｉｕｓｎａｌａｒｅｕｅｅｉｄｆｈｐｒｏｉｅｉｌｓｎｌｄｎａｌｔｖｈｃｅ，ｏｓ— ｉｅｉｓｉｏｈｉｃｇｄｅｅｎｏｓ— ｒｉｅｉｌｓＴｈｅｕｔｃｎｐｏｉｅａｍｅｈｄｆｒｑｉｋｙｅａｕｔｇｔｋｏｓｔｔｅｂｇｎｉｇｏｙｔｍｅｌｓａｄｂｏｔｕｓｖｈｃｅ．ｅｒｓｌａｒｖｄｔｏｕｃｌｖｌａｉａｅｆｍａｓａｈｅｉｎｎｆｓｓｅｄ — ｃｅｓｏｎｓｇ．Ｂｓｄｏｈｘｒｓｉｎ，ｅｒｔｅｗｅｎｔｋｏｓｓａｄｐｙｏｄｏｅｔｒｅｋｎｓｏｅｉｌｓｗａｏａｅ．ｈｅｕｔｉｎａｅｎｔｅｅｐｅｓｓｔａｉｂｔｅａｅｆｍａｎａｌａｆｈｅｉｄｆｈｃｅｓｃｍｐｒｄＴｅｒｓｌｏｈｏｔｈｖｓｓｏｈｔｈｒｐｒｉｓｏｙｅｏｉｃｕｓｅｉｌｓａｅｏｔｌ，ｉｒｐｒｉｓｏａｌｔｅｉｌｓａｅｔｅｗｒｔｈｗｔａｅｐｏｅｔｆｈｐｒｎｃｒｉｅｖｈｃｅｒｐｉｔｅｓｍａｗｈｌｐｏｅｅｆｂｌｓｉｖｈｃｅｒｈｏ．ｅｔｉｃｓＫｅｒｓｈｐｒｏｉｅｉｌ；ａｌｔｅｉｌ；ｏｓ —ｌｅｖｈｃｅｂｏｔｒｉｅｉｌ；ａｅｆｍａｓｙｗｏｄ：ｙｅｎｃｖｈｃｅｂｌｓｉｖｈｃｅｂｏｔｉｅｉｌ；ｓ— ｕｓｖｈｃｅｔｋｏｆｓｓｉｃｇｄｏｃｅ

考虑禁飞圆的高超声速飞行器再入预测制导

考虑禁飞圆的高超声速飞行器再入预测制导王青;莫华东;吴振东;董朝阳【摘要】针对大升阻比高超声速飞行器同时满足过程约束、终端约束及禁飞圆约束的再入制导问题,提出了一种新的规避禁飞圆的预测校正制导方法,利用拟平衡滑翔条件将过程约束转化为倾侧角约束,结合数值预测校正方法设计倾侧角数值大小,将禁飞圆区域约束实时转化为航向角约束,设计并运用航向角偏差走廊动态补偿策略,形成新的偏差走廊来控制倾侧角符号,从而导引规避禁飞圆.分析及仿真结果表明:该方法不依赖于标准轨迹,对不同的禁飞圆具备自适应能力,能满足终端约束和过程约束,成功规避禁飞圆,制导和落点精度高,并具有鲁棒性.【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》【年(卷),期】2015(047)002【总页数】6页(P104-109)【关键词】再入制导;预测校正;禁飞圆;拟平衡滑翔;高超声速飞行器【作者】王青;莫华东;吴振东;董朝阳【作者单位】北京航空航天大学自动化学院,100191北京;北京航空航天大学自动化学院,100191北京;北京航空航天大学自动化学院,100191北京;北京航空航天大学航空科学与工程学院,100191北京【正文语种】中文【中图分类】TP273再入制导是高超声速飞行器再入关键技术之一，制导方法要考虑到飞行器长时间在临近空间高超声速飞行，经历的气动力热环境极其恶劣，必须对飞行轨迹进行约束以保证机体安全，还要满足速度、位置和角度等终端约束.而在接近目标区域的飞行末段，飞行轨迹变得较为平缓，且速度和高度均已大幅降低，容易被防御方拦截，为实现威胁规避或绕过敏感空间，需要制导方法具有引导飞行器规避禁飞圆的能力. 再入制导中的预测制导［1］对初始误差不敏感，落点精度较高，不依赖于标准轨迹，自适应性好，随着计算机水平的提高，越来越受到关注［2-5］.文献［2-3］解决了难以直接考虑的过程约束问题，文献［4］将人工智能控制器应用到预测制导，文献［5］基于最优化理论进一步降低了落点误差.对于再入规避技术研究，文献［6］基于伪谱法，将规避禁飞圆的再入轨迹设计问题转换为非线性规划问题求解，但算法实现较为复杂.文献［7］提出了轨迹分段优化策略，能较快设计出满足禁飞圆等约束条件的飞行轨迹，但缺乏自适应能力.文献［8］针对规避禁飞圆的滑翔再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法.本文综合预测制导方法和规避禁飞圆技术，针对高超声速飞行器再入，提出一种规避禁飞圆的预测校正制导方法，分别在纵向和侧向运动平面设计制导律.纵向制导利用拟平衡滑翔的优良特性，将过程约束转换成倾侧角约束，结合数值预测校正方法获取倾侧角大小;侧向制导将禁飞圆的区域约束实时转化为飞行器航向角约束，运用航向角偏差走廊动态补偿策略，形成新的偏差走廊来控制侧倾角符号，从而导引飞行器规避禁飞圆.最后对制导方法进行了仿真.1 再入制导问题1.1 无量纲再入运动数学模型考虑地球为旋转圆球时，高超声速飞行器滑翔再入的三自由度无量纲运动方程组［9］为式中:无量纲地心距r、速度V、时间τ和地球自转角速度ω的无量纲参数分别为和，其中R0为地球平均半径，g0为海平面的引力加速度;θ、φ、γ和ψ分别为经度、纬度、航迹角和航向角;L、D分别为无量纲的升力加速度和阻力加速度，，其中ρ为飞行器所在位置的大气密度为飞行器的参考面积，m为飞行器质量，CL、CD分别为升力系数和阻力系数.1.2 再入约束再入约束包括过程约束、禁飞圆约束和终端约束.过程约束主要指为确保机体安全必须满足的热流密度约束、过载约束、动压约束和防止弹道振荡的拟平衡滑翔约束，其数学表达式分别为式中:C1为与飞行器相关的常数，Rd为鼻锥驻点区曲率半径，ρ0为海平面处标准大气压，σEQ为平衡滑翔边界对应的倾侧角.禁飞圆约束指飞行器飞行过程中不允许经过的区域约束，包括地缘政治不允许通过的区域、防御方防空区域和试验飞行要规避以确保安全的区域等，本文以地球球面的圆形区域表示.终端约束可包括速度、能量、位置和角度等，即式中:e能量参数，e=1/r-V2/2.运动方程组(1)的两个控制量为(α，σ)，当攻角由攻角 -马赫数函数确定，则方程唯一的控制量是倾侧角.问题可描述为寻找适当的倾侧角，使再入飞行器从再入点飞行至目标点，且满足过程约束、禁飞圆约束及终端约束.2 纵向制导2.1 再入走廊的建立及转换由过程约束建立高度-速度再入走廊，将指数大气模型ρ=ρ0e-βH(其中β为常数，H为距海平面高度)，代入式(2)～(5)，解得再入走廊边界数学模型为利用拟平衡滑翔条件(QEGC)得将再入走廊约束转换为控制变量约束.给定速度V，由再入走廊边界式(7)得到(rup，rdown)，分别代入式(8)可得倾侧角的边界值(|σ|min，|σ|max)，即从而过程约束可由倾侧角的约束间接施加，即2.2 初始下降段制导再入初始高度较高，大气稀薄使飞行器所受到的气动力很小，QEGC无法满足，故引入初始下降段，主要采用开环制导方式，以常值倾侧角σ0飞行，σ0数值通过迭代求解得到，迭代准则使轨迹在再入走廊内平滑切换到拟平衡滑翔阶段，即满足下式［10］.式中分别为当前状态点在高度 -速度平面内和QEGC的斜率;δ为给定小量.由运动方程组(1)并忽略地球旋转得将式(9)中r看作V的函数，求r对V的导数，得因为随着σ0的增加，热流密度峰值也变大，故由式(11)对σ0的最大值进行限制.σ0符号由侧向制导确定.2.3 拟平衡滑翔段制导拟平衡滑翔段是主要飞行段和制导段，采用数值预测校正制导.以待飞航程偏差为目标函数，即对待飞航程stogo微分，有在每个制导周期内，给定倾侧角大小，从当前点开始积分运动方程组(1)及式(14)，倾侧角符号由侧向制导决定，当达到终止条件(即e=ef)时终止，从而得到f().因为f()与存在单调非线性关系，故可用割线法迭代得到使待飞航程偏差满足要求的倾侧角数值，迭代公式得迭代得到的侧倾角数值还要满足式(10)的约束，侧倾角符号由侧向制导确定.确定所需侧倾角后，保持该侧倾角飞行，直到下一个制导周期重新进行迭代.3 侧向制导3.1 考虑禁飞圆的侧向制导将禁飞圆区域约束转化为再入飞行器航向角约束，并与未考虑禁飞圆的航向角偏差(航向角与视线角之差)走廊综合，形成新的偏差走廊来导引飞行器规避禁飞圆.以飞行器向东运动，从南边绕过禁飞圆为例进行说明，其他情况同理.相关参数如图1所示，其中M为飞行器当前位置;T为目标点位置;C为禁飞圆圆心;RC为禁飞圆半径;stogo、sC分别为飞行器到目标点、禁飞圆圆心的大圆弧长;ME和MF均为未考虑禁飞圆时航向角最大偏差线，MP和MQ分别为飞行器和禁飞圆的两条切线. 图1 考虑禁飞圆约束的侧向制导示意在地心球面固连坐标系建立制导参数的球面几何关系，角ψLOS、ψC分别为飞行器到目标、禁飞圆圆心的视线角.未考虑禁飞圆约束的航向角区间为式中:Δψth为航向角偏差门槛值.为确保绕过禁飞圆C，飞行器航向角必须偏离ψC一定角度，由图1可见，最小偏离角度为∠CMQ，表示为ΔψC，计算公式为式中:弧长sC可由飞行器当前点(θ1，φ1)和禁飞圆圆心(θC，φC)计算.由ψC和ΔψC可得到，为规避禁飞圆C而禁止进入的航向角区间为从而将禁飞圆的区域约束转换成航向角约束.由区间Ψ0综合Ψno得到考虑禁飞圆C的航向角区间为对应的航向角偏差走廊为侧向制导逻辑是:当航向偏差超出走廊上边界，倾侧角符号为负;当航向偏差超出走廊下边界，倾侧角符号为正;当航向角偏差位于偏差走廊内，倾侧角符号保持不变.制导逻辑数学表达为再入过程中，实时生成航向角区间Ψ控制飞行器侧向运动以规避禁飞圆，若航向角区间Ψ0和Ψno没有交集，则采用无禁飞圆约束的航向角偏差走廊.需要说明的是，传统的再入飞行器侧向制导采用航向角偏差走廊进行控制［1，4］，将航向角偏差控制在偏差走廊内.航向角偏差走廊一般为漏斗形的速度函数，使再入飞行器具有一定机动性，也可控制侧向误差.当对再入飞行器有规避禁飞区的高机动性要求时，这种制导方法不能完全适用.3.2 航向角偏差走廊动态补偿策略在禁飞圆约束下，飞行器的航向角偏差走廊显然变小，过小的走廊会限制侧向机动范围，不利于规避禁飞圆，还会引起倾侧角频繁的翻转，这是飞行中应该避免的情况.设计航向角偏差走廊动态补偿策略，在飞行过程中当走廊过小时适当进行补偿，以确保侧向机动范围并避免倾侧角频繁翻转.如图2所示，不考虑禁飞圆时，航向角范围大小由夹角∠EMF表示;考虑禁飞圆约束时，航向角范围大小由夹角∠QMF表示，∠QMF=∠EMF-∠EMQ，∠EMQ为禁飞圆C产生的约束，当∠EMQ较大时，航向角范围较小.此时补偿MF一侧，使航向角范围由夹角∠QMF补偿β至∠QMF'.在整个飞行过程中，当航向角范围减小到某个数值时就对其进行补偿，从而实现了整个偏差走廊的动态补偿.补偿值应在合理范围内，对于不同的禁飞圆和飞行器初末位置关系，可通过多次仿真确定补偿值，以确保最终的制导精度.若原偏差走廊已经宽度合适，也可不进行补偿.仿真表明，在飞行器逐渐绕过禁飞圆的同时，航向角偏差也逐渐回归无禁飞圆的航向角偏差走廊，故可对轨迹侧向误差进行有效的限制.图2 航向角偏差走廊实时补偿策略示意4 仿真及分析以远程高超声速再入滑翔飞行器CAV-L为仿真对象，飞行器特征参数:质量为907 kg，气动参考面积为 0.35 m2，端头半径 Rd=0.1 m，C1=11 030，最大升阻比为2.4.驻点热流密度、动压和过载约束分别为1 000 kW·m-2、400 kPa和4 g.给定终端速度为1 800 m·s-1，高度为20 km，经纬度(260°，40°)，速度误差＜100 m·s-1，高度误差＜2 km，位置误差(实际落点与目标点水平距离)＞20 km.4.1 标准条件下制导方法性能仿真为验证制导方法的有效性，考虑两种不同再入点情况，计算4个算例，再入初始条件见表1.表1 标准条件再入初始参数V0/算例H0/(m·s-1)km θ0/(°)φ0/(°)γ0/(°)ψ0/(°)1 7 200 100 170 0 -2 55 2 7 200 100 170 0 -2 55 3 7 200 100 160 25-2 45 4 7 200 100 160 25 -2 45其中，算例1、2的再入初始条件一样.算例1不考虑禁飞圆约束，侧向制导采用传统航向角偏差走廊;算例2考虑禁飞圆C1约束，圆心经纬度为(240°，40°)，半径RC1=560 km(5°对应的大圆弧长)，用本文制导方法计算，与算例1形成对比.算例3、4的再入初始条件一样.算例3不考虑禁飞圆约束;算例4考虑禁飞圆C2约束，圆心位置与C1相同，半径RC1=780 km(7°对应的大圆弧长).图3、4分别为三维再入轨迹曲线和地面航迹曲线，可见4个算例均到达目标点，满足航程约束，轨迹平滑.算例1、3的制导方法未考虑禁飞圆约束，轨迹穿过禁飞圆区域.算例2、4考虑禁飞圆约束，轨迹分别成功规避了禁飞圆C1、C2，表明了所提方法的有效性.图3 三维再入轨迹图4 地面航迹图5、6分别为航向角偏差和倾侧角的历程曲线，表明了航向角偏差走廊对侧向运动的有效控制，因为走廊动态补偿为规避禁飞圆提供了更大的侧向机动范围，使得倾侧角翻转次数并未因规避禁飞圆而大量增加.当逐渐绕过禁飞圆时，航向角偏差也逐渐回归无禁飞圆的航向角偏差走廊，有效限制了轨迹的侧向误差.图5 控制变量σ时间历程图7为热流密度、动压和过载的历程曲线，可见在4个算例中，过程约束均得到满足.仿真过程中，制导指令生成时间大小主要取决于迭代校正引起的多次轨迹积分，最大制导周期指令生成时间＜500 ms，出现在初始下降段切换到拟平衡滑翔段后的第1次制导，之后很快变小，平均制导指令生成时间约为30 ms.图6 航向角偏差时间历程图7 过程约束时间历程4.2 扰动条件下制导方法性能仿真为验证制导方法的鲁棒性，对再入过程进行Monte Carlo轨迹仿真.每一步积分考虑的随机扰动包括:大气密度偏差(±25%)、飞行器质量偏差(±5%)、升力系数偏差(±10%)以及阻力系数偏差(±10%)，其中括号内数值表示偏差最大范围，制导系统对误差大小不可知.其他仿真设置与标准条件下仿真相同，算例2、4中各500次仿真结果的地面航迹见图8，制导精度统计见图9.可见，仿真飞行均绕过对应禁飞圆，满足航程要求，且轨迹平滑;终端位置偏差基本小于5 km，这对于再入制导而言精度是较高的.本文制导方法将禁飞圆约束进行了转化，对于考虑禁飞圆约束的再入飞行，如果采用标准轨迹制导法，则落点精度低，对于不同的禁飞圆需要设计不同的标准轨迹，而且标准轨迹生成和优化算法较为复杂，如文献［7］所提方法.本文制导方法通过侧向制导即可满足禁飞圆约束，纵向制导采用数值预测校正方法，算法易于实现，制导精度高，且不依赖于标准轨迹，对不同的禁飞圆具有自适应性.图8 扰动仿真地面航迹曲线图9 扰动仿真终端点经纬度散布5 结论1)提出了规避禁飞圆的预测校正制导方法，分别在纵向运动平面和侧向运动平面设计制导律以满足不同的约束.2)纵向制导利用拟平衡滑翔条件，将过程约束转换成倾侧角约束，满足了过程约束，并使得轨迹较为平滑;侧向制导将禁飞圆的区域约束实时转化为飞行器航向角约束，同时应用偏差角走廊动态补偿策略，提供了足够大的侧向机动范围，使轨迹规避禁飞圆，并避免了倾侧角出现频繁翻转.3)该制导方法不依赖于标准轨迹，偏差角走廊及制导变量均实时解算，在飞行能力允许情况下，不同的禁飞圆具有自适应能力.仿真落点数据也显示该方法具有很高的制导精度及鲁棒性.参考文献［1］赵汉元.飞行器再入动力学和制导［M］.长沙:国防科技大学出版社，1997:7-22.［2］ JOSHIA，SIVAN K.Predictor correctorreentry guidance algorithm with path constraints for atmospheric entry vehicles［J］.Journal of Guidance Control and Dynamics，2007，30(5):1307-1318.［3］XUE Songbai，LU Ping.Constrained predictor-corrector entry guidance［J］.Journal of Guidance Control and Dynamics，2010，33:1273-1281.［4］雍恩米.高超声速滑翔式再入飞行器轨迹优化与制导方法研究［D］.长沙:国防科学技术大学，2008，81-82:109-112.［5］王俊波，田源，任章.基于最优化问题的混合再入制导方法［J］.北京航空航天大学学报，2010，36(6):736-740.［6］JORRIS T R，COBB R G.Three-dimensional trajectory optimization satisfying waypoint and no-fly zone constraints［J］.JournalofGuidance Controland Dynamics，2009，32(2):551-572.［7］谢愈，刘鲁华，汤国建，等.多约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化［J］.宇航学报，2011，32(12):2500-2504.［8］雍恩米，钱炜祺，唐伟，等.考虑禁飞圆的滑翔式机动弹道与气动特性参数耦合设计［J］.航空学报，2013，34(1):66-75.［9］VINH N X，BUSEMANN A，CULP R D.Hypersonic and planetary entry flight mechanics［M］.Ann Arbor，MI:Univ of Michigan Press，1980:26-27. ［10］SHEN Zuojun，LU Ping.Onboard generation of threedimensionalconstrained entry trajectories［J］.Journal of Guidance Control and Dynamics，2003，26:111-121.。

高超声速飞行器自适应抗饱和再入控制

高超声速飞行器自适应抗饱和再入控制都延丽;尹佳杰;孟亦真;盛守照【摘要】高超声速飞行器(Hypersonic vehicle,HSV)再入过程中易发生舵面饱和现象,并且其动力学模型具有强烈不确定的特征,这导致其姿态控制系统的设计极富挑战性.针对舵面受限的非线性控制问题,提出外部Anti-windup系统结合二阶Terminal滑模控制律的设计方法,能够实现对气动舵面饱和的控制补偿,使HSV快速平稳地跟踪指令信号.其次,针对HSV的强不确定控制问题,提出自适应滑模干扰观测器(Adaptive sliding mode disturbance observer,ASMDO)的方法来对再入气动参数不确定及强外界干扰进行估计,此方法无需干扰界已知且学习参数少,适合实时控制.最后,再入姿态控制的仿真结果表明了该控制方法的有效性和强鲁棒性.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2015(047)006【总页数】9页(P833-841)【关键词】高超声速飞行器;再入;anti-windup;二阶Terminal滑模控制;自适应滑模干扰观测器【作者】都延丽;尹佳杰;孟亦真;盛守照【作者单位】南京航空航天大学航天学院,南京,210016;南京航空航天大学航天学院,南京,210016;南京航空航天大学航天学院,南京,210016;南京航空航天大学自动化学院,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V249;TP273高超声速飞行器（Hypersonic vehicle，HSV）再入时处于无动力、长时间滑翔的状态，此过程是其返回过程中最恶劣、最复杂的一段。

首先，HSV以较大的迎角再入，飞行空域（距地面20～70km）中较稀薄的空气易导致控制舵面发生饱和现象，长时间的饱和会降低控制系统的性能，甚至造成系统的不稳定。

其次，HSV的大飞行包络也使得HSV的气动特性随飞行高度、速度及姿态的变化呈现出严重的非线性特点，气动参数的不确定性、未建模动态以及外界强动态干扰又使其动力学模型具有很大的不确定性［1－3］。

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法王肖;郭杰;唐胜景;祁帅【摘要】针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法.在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解.对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法.侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号.仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强.【期刊名称】《兵工学报》【年(卷),期】2019(040)001【总页数】10页(P58-67)【关键词】高超声速飞行器;再入制导;解析解;准平衡滑翔条件【作者】王肖;郭杰;唐胜景;祁帅【作者单位】北京理工大学宇航学院,北京100081;北京理工大学宇航学院,北京100081;北京理工大学宇航学院,北京100081;北京理工大学宇航学院,北京100081【正文语种】中文【中图分类】V448.2350 引言高超声速滑翔飞行器具有速度快、机动能力强、射程远、精度高等特点，受到世界各国的持续关注[1-2]，再入制导一直是其研究难点。

再入制导方法分为标准轨迹制导和预测校正制导两类：标准轨迹制导需要离线设计飞行器的标准轨迹，并在线跟踪标准轨迹得到制导指令[3]，该方法实现简单、在线计算量小，但依赖于标准轨迹，易受扰动影响，也不利于轨迹的在线规划；预测校正制导不依赖于标准轨迹，根据在线预测终端值与期望值的偏差实时校正制导指令，预测校正制导对初始误差和参数摄动具有较强的鲁棒性，实时性较好。

随着再入任务对自主性、鲁棒性要求的提高，预测校正制导逐渐成为再入制导发展的趋势[4]。

文献[5]通过数值预测建立攻角、倾侧角与纵程、横程之间的线性关系，进而校正控制量。

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Ｖ０．３ＮＯ８Ｉ７，．
Ａｕ２１ｇ，０２
火力与指浑控制
ＦｒｎｒｌＣｍｍａｄＣｎｒｌｉＣｏｔｏ＆ｏｅｎｏｔｏ
第３７卷
第８期
２１０２年８月
文章编号：０２Ｏ４（Ｏ２Ｏ一１ＯＯ１０一６Ｏ２１）８Ｏ２ —４
论和方法进行了研究，并根据高超声速滑翔再人飞
高超声速飞行器滑翔再入性能评估
汤锦祖张欣光，
（．中国空空导弹研究院，南１河洛阳４１０，．西北工业大学航天学院，安７０９２西７０７）１０２
摘要：高超声速滑翔再入飞行器性能评估的理论和方法进行了研究，根据高超声速滑翔再入飞行器的特点，出对并给了高超声速滑翔再人飞行器性能评估的基本流程；过对滑翔再入飞行器的系统分析，建了该类飞行器的性能评估指标体通构
景。因此，高超声速滑翔再入飞行器逐渐成为一种新
了确保高超声速滑翔再入飞行器设计方案的正确性
和合理性，要做好研制前期的论证工作，需即在指标论证阶段，过性能评估确定科学合理的性能指标，通在方案论证阶段通过性能评估对系统方案进行综合评估。本文对高超声速滑翔再入飞行器性能评估的理
Ａｂｔａｔｎｈｓａｅ，ｐｒｏｍａｃｅａｕｔｏｔｅｒａｄｓｒｃ：ＩｔｉｐｐｒｅｆｒｎｅｖｌａｉｎｈｏｙｎｍｅｈｄｒｓｕｉｄＢｓｄｎｈｔｏａｅｔｄｅ．ａｅｏｔｅｃａａｔｒｓｉｓｏｙｅｓｎｃｇｉｅｒ — ｎｒｅｉｌｈｒｃｅｉｔｃｆｈｐｒｏｉｌｅｅｔｙｖｈｃｅ，ｐｒｏｍａｃｖｌａｉｎｉｄｘｓｓｅａｄｅａｕｔｏｄｅｆｒｎｅｅａｕｔｎｅｙｔｍｎｖｌａｉｎｏｍｏｅａｅｕｌ．ｅｅｅｏｍｅｔｏｐｒｏｍａｃｅａｕｔｏｓｆｗａｅｉｏｐｅｅｄｌｒｂｉＴｈｄｖｌｐｎｆｅｆｒｎｅｖｌａｉｎｏｔｒｓｔｃｍｌｔｄ；Ｆｉａｌｎｌｙ，ｔｅｈ
ｐｒｏｍａｃｆｄｉｆｒｎｔｄｓｇｃｅｓｆｒｈｙｒｏｃｇｌｄｅｅｒｅｃｅａｅｅａｕａｅｅｆｒｎｅｏｆｅｅｅｉｎｓｈｍｅｏｐｅｓｎｉｉｅｒ — ｎｔｙｖｈｉｌｒｖｌｔｄ，ａｎｈｅｒｓｌｓｄｔｅｕｔｓｏｔｔｔｎｘｙｔｍａｎｒｆｅｔｔｅｏｖｒｌｐｅｆｍａｅｏｆｓｃｅｃｅｈｗｈａｈｅｉｄｅｓｓｅｃｅｌｃｈｅａｌｒｏｒｎｃｕｈｖｈｉｌ．Ｋｅｒｓ：ｙｐｒｏｎｃｖｈｉｌｐｒｏｒｎｃｖｌｔｏｒ－ｎｒｌｄｙｗｏｄｈｅｓｉｅｃｅ，ｅｆｍａｅｅａｕａｉｎ，ｅｅｔｙｇｉｅ
中图分类号：１．Ｖ４２４文献标识码：Ａ
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
ＲｅｅｒｈｏｒｏｍａｅＥｖｌａｉｎｆｒＨｙｅｓｎｉｓａｃｎＰｅｆｒｎｃａｕｔｏｏｐｒｏｃＲｅｎｒｉｅＶｅｉｌｅｔｙＧｌｄｈｃｅ
ＴＡＮＧｉ —Ｕ，ＨＡＮＧｎｇａｇＪｎＺＺＸｉ — ｕｎ
（．ｈｎｒｏｎｉｓｌａｅ１ＣｉａＡｉｂｒｅＭｓｉＡｃｄｍｙ，Ｌｏａｇ４１０Ｃｉａ，ｅｕｙｎ７０９，ｈｎ
２ＣｌｇｆＡｓｏａｔｓＮｏｔｗｓｒｏｔｃｉｌｉｅｓｙｘｉａ１０２Ｃｉａ．ｏｅｅｏｔｎｕｉ．ｒｅｔｎＰｌｅｎｃｖｒｉ， ’ ｎ７０７，ｈｎ）ｌｒｃｈｅｙａＵｎｔ
系和评估模型；成了性能评估软件的开发；３不同设计方案的性能进行了评估比较，果表明该指标体系能够很好地反完对种结
应此类飞行器的总体性能。关键词：超声速飞行器，能评估，高性滑翔再入
引言
高超声速滑翔再人飞行器是一种从轨道或亚轨道高度再入，有较大升阻比，靠气动力控制实现具依远距离机动飞行的新型飞行器，有很高的飞行速具度，强的机动能力，很很好的突防性能和很高的打击精度，局部战争和反恐战争中具有广阔的应用前在