可重复使用运载器复合控制研究

2021年第3期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.3 2021 总第380期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.380收稿日期：2019-05-30；修回日期：2019-08-22文章编号：1004-7182(2021)03-0071-07 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210315可重复使用航天器再入协同制导研究李 征1，陈海东2，彭 博1，陈建伟1（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：从可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle, RLV ）协同飞行任务需求出发，针对多RLV 再入协同制导问题进行研究，设计了一种再入协同制导方案，重点对再入协同制导律进行设计。

该再入协同制导方案分为3部分：第1部分是再入前弹道规划，设计了基于伪谱法的轨迹规划方案，以时间协同作为约束条件，初步设计出满足协同要求的再入轨迹；第2部分是时间协调策略设计，以再入飞行时间可知性为目标，通过伪谱法对RLV 的飞行时间进行预测，实现多RLV 的再入协同飞行时间协调；第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计，以飞行时间可控性为目标，将飞行时间作为强约束，使用伪谱法生成制导指令。

最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性。

关键词：可重复使用航天器；再入制导；协同制导；伪谱法 中图分类号：V411.8 文献标识码：ACoordinated Reentry Guidance Law for Reusable Launch VehicleLi Zheng 1, Chen Hai-dong 2, Peng Bo 1, Chen Jian-wei 1(1. Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: Aiming at the cooperative mission requirement of reusable launch vehicle, this paper studies the cooperative guidanceproblem of multiple RLV reentry, designs a cooperative guidance scheme for reentry, and focuses on the design of cooperative guidance law for reentry. The reentry guidance is divided into three parts. The first part is trajectory planning before reentry, a trajectory planning scheme based on pseudo-spectral method is designed, the scheme takes time collaboration as the constraint condition, and can preliminarily design the reentry trajectory that meets the requirements of collaboration. The second part is the design of time coordination strategy. In this part, aiming at the predictability of reentry flight time, the pseudo-spectral method is used to predict the flight time of RLV , and then coordinate the cooperative flight time of multiple RLVs. The third part is the design of reentry cooperative guidance law based on receding horizon control. Aiming at the controllability of flight time, this part regards flight time as a strong constraint and generates guidance instructions by pseudo-spectral method. Finally, the simulation results verify the performance of the reentry cooperative guidance law and the effectiveness of the whole reentry guidance scheme.Key words: RLV; reentry guidance; cooperative guidance; pseudo-spectral method0 引 言可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle ，RLV ）是指可在地球表面和太空之间自由往返、可重复使用的多用途飞行器。

可重复使用航天器再入飞行在线可重构控制分配仿真研究(英
文)
刘鹏;宁国栋
【期刊名称】《系统仿真学报》
【年(卷),期】2011(23)4
【摘要】提出了带约束可重复使用航天器综合在线可重构再入控制分配方法。

在给定可用控制力矩指令和舵面约束条件下,综合利用有效集理论,优化极值算法和链式控制方法,迅速生成包括气动舵面和反推力控制系统(RCS)发动机的控制指令,在线得到了满足所有控制约束且拥有高度精度的控制分配结果。

可重构控制分配逻辑利用舵面失效参数特性,建立舵机状态监测系统,并依据分层消息处理机制得到重构控制指令,保证了航天器在舵面失效或操纵效能降低的情况下控制分配具有良好的精度。

以某型可重复使用航天器为例,在考虑到舵面失效或操纵效能降低的情况下,通过不同算法的控制分配与仿真结果对比表明,该方法高效、快速、可靠。

【总页数】7页(P750-755)
【作者】刘鹏;宁国栋
【作者单位】西北工业大学航天学院;北京机电工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V448.12
【相关文献】
1.可重复使用航天器基于状态估计的再入飞行滑模控制器设计研究
2.再入飞行器在线轨迹规划仿真研究
3.可重复使用航天器再入段复合控制方法研究
4.可重复使用航天器再入飞行综合仿真模型研究
5.基于模糊滑模的可重复使用飞行器再入控制研究
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一种可重复使用运载器的伪逆法自修复控制
黄思亮;呼卫军;周军
【期刊名称】《计算机仿真》
【年(卷),期】2014(31)8
【摘要】研究可重复使用运载器自修复控制问题,由于气动舵面故障将严重影响飞行器飞行安全,针对实时自修复控制系统的控制器和控制分配算法进行了研究.根据对象强时变非线性和飞行环境变化剧烈特点,利用动态逆和变结构控制理论,设计了双回路动态逆变结构控制器.针对舵面故障的特点,设计了改进的基于力矩指令的实时伪逆法控制分配算法;给出了结合上述控制器和控制分配算法的自修复控制系统.数字仿真表明,上述系统在可重复使用运载器舵面出现漂浮、卡死故障时,具有良好的实时自修复控制能力,并满足跟踪精度、时效性和适应性要求.
【总页数】6页(P105-109,158)
【作者】黄思亮;呼卫军;周军
【作者单位】西北工业大学精确制导与控制研究所,陕西西安710072;西北工业大学精确制导与控制研究所,陕西西安710072;西北工业大学精确制导与控制研究所,陕西西安710072
【正文语种】中文
【中图分类】V448.22
【相关文献】
1.伪逆法在自修复飞行控制中的应用研究 [J], 唐雅娟;晁福青
2.伪逆法在飞控系统自修复控制中的应用 [J], 夏小野;王新民;赵凯瑞
3.伪逆法在无人机安全着陆控制中的应用 [J], 朱志国;吴梅;王志峰
4.用阻尼伪逆法控制冗余度机器人的一种新方案 [J], 黄磊光;李耀通
5.基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计 [J], 宋佳;张严雪
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第29卷增刊航空学报Vol. 29 Sup. 2008年5月 ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA May 2008 文章编号: 1000-6893(2008)增-0S97-05可重复使用航天器反作用力控制系统控制方法房元鹏(成都飞机设计研究所 31室, 四川成都, 610041)Reaction Control System Control Method for Reusable Launch VehicleFang Yuanpeng(31st Research Lab, Chengdu Aircraft Design and Research Institute, Chengdu 610041, China)摘要：可重复使用航天器(RLV)再入过程初期, 反作用力控制系统(RCS)是其姿态控制的主要手段, 优化RCS控制方法可以降低RCS总冲需求并提高系统动态响应, 以提高航天器的任务载荷和任务可靠性。

以某跨大气层飞行器RCS为研究对象, 给出了RCS模型和3种RCS控制方法, 并进行仿真计算分析3种方法在完成特定飞行任务时的姿态控制效果及总冲需求。

仿真结果表明：3种方法均能完成飞行器姿态控制, 并各有其优缺点。

本文的研究将为RLV飞行控制系统控制率设计提供有效参考。

关键词：可重复使用航天器；反作用力控制系统；控制方法；再入飞行；飞行控制中图分类号：V212.1；V249.122 文献标识码：AAbstract: During the early stage of reusable launch vehicle (RLV) re-entry flight, reaction control system (RCS) is the major attitude control device. The total impulse requirement can be reduced and the vehicle’s dynamic response characteristics can be improved by optimizing RCS control method, and the space vehicle’s mission load and reliabi-lity can be improved. This paper describes RCS model and three RCS control strategies of RLV’s RCS scheme.Based on the specified flight mission simulation, the attitude control effects and total impulse requirements of the three policies are analyzed. The results show that all three methods are capable of controlling the vehicle’s attitude with respective advantages and disadvantages. This study provides a useful reference to the control law design of RLV’s flight control system.Key words: reusable launch vehicle; reaction control system; control method; re-entry flight; flight control可重复使用航天器(Reusable Launch Vehi- cle, RLV)在无动力再入初始段的飞行过程中, 空气稀薄且速压很低, 气动舵面的效率不能满足飞行器的姿态控制需求, 且推进系统关机不能提供矢量推力, 这时反作用力控制系统(Reaction Con-trol System, RCS)是其主要控制手段。

可重复使用运载器大姿态机动自抗扰控制崔乃刚;张亮;韦常柱;韩鹏鑫【期刊名称】《中国惯性技术学报》【年(卷),期】2017(025)003【摘要】In view that the reusable launch vehicle has the attitude singularity problem caused by large pitch or yaw maneuver,an active disturbance rejection controller (ADRC) based on quaternion is proposed.The decoupling of three-channel angular acceleration is obtained by two tracking differentiators,and the uncertainties of the model are estimated by using an extended state observer.The equivalent pendulum angle or RCS (Reaction Control System) control signals of three-channel engine is calculated through dynamic inversion and is filtered by digital filter.Nonlinear 6-D simulation analysis on the reusable launch vehicle is carried out from the ascent phase to the reentry phase,which takes into account the system model's various external disturbances,such as nonlinearity,uncertainty,1 lth-order elastic vibration,liquid sloshing,wind disturbance,and the aerodynamic deviation,etc..Simulation results demonstrate that the proposed quartemion-based ADRC has the advantages of rapid response,robust operation,small overshoot,strong anti-interference ability,chattering-free,and less control parameters.%针对可重复使用运载器大俯仰角或偏航角转弯机动而产生的姿态角奇异的控制问题,提出了基于四元数的自抗扰控制方法.通过两级跟踪微分器从期望四元数中逐步得到三通道解耦的角加速度信号,然后利用扩张状态观测器观测模型中的不确定项,最终采用动态逆得到解耦的三通道发动机等效摆角或RCS(Reaction Control System)等控制信号,并设计了数字滤波器对弹性振动与液体晃动信号进行滤波处理.考虑到系统模型具有非线性、不确定性、11阶弹性振动、一阶液体晃动、风干扰和气动偏差等多种外部扰动条件,对可重复使用运载器从主动段到再入飞行段进行了非线性六自由度仿真分析.仿真结果表明,基于四元数的自抗扰姿态控制器具有快速、平稳、超调量小、抗干扰能力强、无系统抖振且控制参数较少的特点.【总页数】8页(P387-394)【作者】崔乃刚;张亮;韦常柱;韩鹏鑫【作者单位】哈尔滨工业大学航天工程系,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天工程系,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天工程系,哈尔滨150001;中国运载火箭技术研究院研发中心,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V448【相关文献】1.航天器姿态机动及稳定的自抗扰控制 [J], 赖爱芳;郭毓;郑立君2.航天器姿态机动的自抗扰控制器设计 [J], 周黎妮;唐国金;李海阳3.一阶大时滞对象降阶自抗扰控制的鲁棒稳定性 [J], WANG Yongshuai;CHEN Zengqiang;SUN Mingwei;SUN Qinglin4.行星着陆大气进入段自适应滑模抗扰控制方法 [J], 戴娟; 苏中; 刘洪; 朱翠5.一阶大时滞系统的滞后时间削弱自抗扰控制 [J], 刘亚超;高健;钟永彬;张揽宇因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

第27卷　第1期 飞　机　设　计V ol 127N o 11 2007年 2月 A IRCRA FT D ES IGN Feb 2007　收稿日期663;修订日期6 文章编号:1673-4599(2007)01-0032-04可重复使用飞行器热防护系统辐射-传导复合传热分析赵　玲,吕国志,任克亮(西北工业大学航空学院,陕西西安　710072)摘　要:针对可重复使用飞行器再入过程中热防护系统的复杂辐射-传导传热问题,采用有限元方法并结合仿真软件ANSYS 的参数化分析语言APDL,对可重复使用飞行器热防护系统进行参数化求解,模拟再入条件下热防护系统内部辐射和传导复合换热,预测内部瞬态温度响应。

通过与试验数据的对比,验证了方法的有效性,并利用此方法对金属热防护系统进行热分析和质量优化。

关键词:重复使用飞行器;热防护系统,温度场;有限元;质量优化中图分类号:V475 文献标识码:AAna lysis of C o m b i n ed Ra d i a t i on -C o n ducti on Hea t Tran sfer i n Therm a lPr otecti on Syste m s for Reusab le L a un ch Veh i clesZHA O L ing,LU Guo-zhi,R EN K e-liang(School of Aer onautics,North weste r n Polytechnical University,Xi ′an 710072,China )Abstra ct:The c om bined radiati on /c onduction hea t transfer in ther ma l p r otec tion syste m s (TPSes )f or reusable launch vehicles was ana lyzed using the AP DL language of ANSYS to si m ulate reentry aer ody 2nam ic hea ting c onditions .The ability of AP DL t o contr ol p r ocedure and extract resultswas exploited toget the transient te mpe r a tur e filed .A num erical example was presented and compared with published solutions and experi m ent da ta .It ′s f ound that good agreement is obta ined bet ween the ana lytica l andexperi m enta l results .A lso,ther m al and ma ss analyses were done f or m etallic TPSe s using the presentc ode .Key wor ds:reusable launch vehicle;ther m al pr otecti on syste m ;te mperature filed;finite ele m ent ;m ass opti m iza tion 可重复使用飞行器在超声速和高超声速飞行过程中,由于气动载荷的影响,飞行器表面出现很大的温升,需要具有良好性能的热防护系统(TPS )对飞行器进行保护,使机体结构温度维持在许可范围内。