导读:本文包含了再入飞行论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:高超声速飞行器,再入制导,预测-校正制导,深度强化学习
再入飞行论文文献综述
方科,张庆振,倪昆,崔朗福[1]（2019）在《飞行时间约束下的再入制导律》一文中研究指出为应对现代战场的信息化与集群化发展趋势,从多高超声速飞行器饱和打击任务需求出发,针对其中的再入飞行时间约束条件进行研究,提出一套基于Deep Q-learning Network(DQN)的时间可控再入制导律.该制导律工作流程为首先纵向轨迹预测-校正模块根据当前飞行状态和攻角-速度剖面规划出倾侧角幅值;然后在线约束强化管理模块对其进行安全限幅处理;最后倾侧角符号规划模块以调节再入飞行时间为目标,在对横向飞行状态进行马尔科夫决策过程建模的基础上,设计相应的深度神经网络进行离线训练以在线生成倾侧角符号,进而与幅值信息共同组成最终的倾侧角指令.多组仿真的对比分析结果表明:在标称环境下的多任务仿真中,时间可控再入制导律能够自主地进行倾侧角符号的在线规划,在不影响制导精度的前提下,对再入飞行时间进行调整以满足不同的任务需求;在参数拉偏的蒙特卡洛仿真中,其在保证再入飞行安全、稳定的同时,仍然能将时间误差控制在合理的范围之内.从而验证了相对于传统方法而言,本研究所设计的再入制导律在任务适应性、鲁棒性与时间可控性等方面均具有良好表现,能够有效地满足飞行时间约束下的再入任务需求.(本文来源于《哈尔滨工业大学学报》期刊2019年10期）
项凯[2]（2019）在《高超声速再入飞行约束制导与控制》一文中研究指出高超声速再入飞行制导与控制作为高超声速技术的难点和重点,对高超声速飞行器(HSV)的发展至关重要。而高超声速再入飞行过程中面临着如执行器的输入约束、再入过程约束、终端约束、路径约束等多重约束条件。本文将围绕在多种约束条件下高超声速飞行器姿态控制与再入制导,以及再入制导与控制联合设计等问题展开研究。首先,本文完整地给出高超声速再入运动方程的建模过程,以及涉及到的气动模型和舵机模型,由此后文可以得到经简化的姿态控制模型和再入制导模型。接着,本文着重研究在执行器幅值与速率饱和情形下的HSV姿态控制问题。为此,我们构建包含舵机状态和飞行姿态的一体化控制模型,应用Backstepping控制方法设计基础的控制律,同时为了处理“维数爆炸”问题,采用一种新型的聚合滤波器方法。同样本文给出一种改进的干扰观测器用于估计在建模过程中存在的模型不确定问题。最后,针对执行器的输入饱和问题,本文设计一种新型的补偿反馈辅助系统用以产生快速的补偿信号以确保指令信号的跟踪性能,经仿真验证本文提出的算法的有效性和相比较下性能的提升。然后,本文研究带有地理约束如禁飞圆的HSV再入制导方法,采用预测-校正算法设计基础再入制导律,其后设计带有禁飞圆的约束优化方法。为此,本文首先构建叁自由度再入制导方程并将再入过程约束转化为高度-速度剖面的再入走廊,之后设计以飞行器能量为基础的再入纵向制导律和侧向制导律,针对带有地理约束如禁飞圆的约束问题,本文给出一种在线航迹角与倾侧角的制导技术,并提供动态调整方案,经仿真表明本文提出算法的时效性和有效性,这种算法可以直接在线计算,其计算量和传统制导律的计算量相差无几。最后,本文主要研究HSV的六自由轨迹跟踪算法和控制律,实现制导与控制的联合设计工作。针对的基于约束预测校正方法规划再入标称轨迹,本文建立基于高阶滑模的纵向轨迹制导律和侧向制导逻辑;然后,设计姿态系统的Backstepping非线性控制器,保证HSV姿态角跟踪的快速性和精准度,并将制导系统与姿态控制系统有效融合。最后,标准情形和带禁飞圆约束情形的蒙特卡洛仿真证明设计的六自由度制导控制律具有良好的轨迹跟踪和较强克服模型不确定的能力。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
时曙[3]（2019）在《临近空间高超飞行器再入轨迹规划及飞机飞行性能计算》一文中研究指出针对基于天基平台的临近空间飞行器,本文进行无动力滑翔再入轨迹规划设计,并开展了部分飞行性能计算,为概念设计阶段提供了有效的参考数据。本文参考军用飞机设计手册中相关性能计算经验公式和工程算法,编写了一个飞行器飞行性能计算辅助工具。在再入轨迹规划设计方面,本文首先建立了复杂环境下飞行器再入动力学方程和运动学方程;其次比较了不同初始条件下滑翔再入的轨迹以及性能指标,通过对结果分析确定了初始再入条件,同时也确定了在规划设计中待优化的参数为飞行攻角;接着分析了传统的优化方法,发现传统的单一目标优化轨迹会以其他性能的大幅度折损来换取目标函数的最优化。本文采用航空返回工程中通常采用的标称攻角的设计思想,将滑翔再入轨迹分成叁段单独设计,在初始俯冲阶段控制热流率的影响,在第二段采用基于模拟退火算法的粒子群算法分别以叁种目标函数优化攻角,在第叁段采用最大升阻比进行滑翔再入。最后,将传统单一目标函数优化的结果同本文所采用的方法规划得到的结果进行对比分析。仿真结果表明,采用将再入轨迹分段设计的方法,会在不同目标函数之间取得一个较为均衡的值,有效避免了传统单一目标设计中以一种或几种性能的损耗来换取目标性能最优的缺点。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
左光,陈鑫,徐艺哲,张敏捷,高铁锁[4]（2019）在《类X-37B升力体再入飞行通信特性中断研究》一文中研究指出针对再入非平衡等离子流场的数值仿真方法及等离子体鞘套对不同波段电磁波传输特性的预测开展研究。首先,利用某工程钝头体飞行器再入实测通信飞行测量数据,初步校验数值仿真等离子体特性和通信特性方法的正确性;其次,在典型弹道下针对升力体再入飞行器开展等离子体鞘套数值仿真,分别给出S波段、Ka波段与K波段电磁波衰减特性,研究指出结合当前国内中继星体制情况采用高频段电磁波Ka波段或K波段中继通信方式是解决通信黑障的技术途径之一;最后,研究了电磁波数衰减受传播方向角和攻角的影响规律。研究结果可为发展解决我国再入飞行器通信黑障的设计方案提供参考。(本文来源于《宇航学报》期刊2019年02期）
刘方彬,袁军娅[5]（2019）在《火星再入飞行器风洞试验与真实飞行之间相关性的探讨》一文中研究指出由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类"探路者号"外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO2风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2019年04期）
张云昊,白光辉,尤延铖,付秋军,陈瞳[6]（2018）在《欧洲典型再入飞行测试技术分析》一文中研究指出为深入认识大气再入气动物理参数飞行测试技术体系研究进展,概述了IXV,SHEFEX和EXPERT等典型欧洲再入飞行试验项目中所采用的特种环境飞行测试技术,并以EXPERT为主对其所搭载特种测试技术的目的、意义和技术概况进行了探讨,并对该领域技术研究提出了建议。(本文来源于《推进技术》期刊2018年10期）
张意国,赵长见,赵俊锋,贾生伟[7]（2019）在《基于演化搜索算法的助推器再入飞行模态分析》一文中研究指出为解决助推器无控再入过程中姿态运动模态的预示问题,针对助推器再入姿态运动存在叁通道耦合、气动参数非线性以及大范围运动难点,建立以经典欧拉角描述的助推器再入非线性动力学模型,采用基于演化搜索策略的改进郭涛算法解决了高阶非线性方程组的多解问题,通过Lyapunov的第1种方法,得到了平衡点稳定性随再入飞行马赫数的变化规律。结果表明,再入过程中助推器在某一马赫数域内将出现多个特定的飞行模态,速度域状态空间的不同初始条件会使得助推器的姿态收敛到不同的飞行模态。研究解决了线性理论无法适用的助推器复杂无控姿态运动模态预示问题,为助推器回收方案及安控区设计提供了支撑。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2019年03期）
曾啸风[8]（2018）在《再入飞行物及等离子体鞘套的建模与散射分析》一文中研究指出飞行器进入外太空后再次返回地球大气层的过程称为再入过程,这种飞行器也称为再入体。由于再入体在大气中以超高的速度飞行(最高可达24马赫),其四周尤其是迎风面会发生强烈的空气压缩效应并形成脱体激波。脱体激波与大气之间存在强烈的粘性摩擦作用,使得再入体周围的空气温度迅速升高。这种高温会导致空气的离解和电离,再入体表面的防热材料也会被烧蚀,再入体因此被这种高温、峰值电子密度为10~(13)10~1 ~6cm~(-3)的电离层包围。这个电离层又称为等离子体鞘套,它会对电磁信号的传输以及电磁散射特性产生重要的影响。本文以无线电衰减测量实验(RAM)中的钝头锥体模型(代号RAM C-II)为主要研究对象,研究内容可分为两大部分,第一部分为对Navier-Stokes方程进行了数值求解并得出再入体的流场数据;第二部分则计算了各种不同因素变化下再入体电磁散射数据,分析了等离子体鞘套对再入体电磁散射特性的影响。对于再入体流场部分,本文选择双温度模型来描述粒子热力学状态,并采用Park的7组分化学反应模型来描述气体各组分的离解、电离过程。采用带化学源项的Naiver-Stokes方程组描述再入体在再入过程中其周围出现的热化学非平衡绕流流场,并利用通量差分分裂数值方法求解方程。本文针对RAM C-II的实验数据进行了相同飞行状况的模拟计算,模拟结果与实验数据吻合良好,验证了流场计算的可靠性。本文还模拟计算了RAM C-II在不同飞行状态下的流场参数,研究了飞行高度、飞行速度对流场参数的影响。对于电磁散射部分,首先分析了不同飞行状态对再入体流场的等离子体频率及碰撞频率的影响,并利用数值模拟得到的流场数据计算获得了不同状态下的等离子体鞘套的介电参数。针对流体网格与电磁网格的差异,本文介绍了一种网格信息转换的方法,将流体网格上的相对介电常数数据转换到电磁网格上。最后本文计算了目标的雷达散射截面,研究了等离子体鞘套对散射特性的影响。本文还对比了了不同飞行状态、不同入射波频率以及不同角度下的雷达散射截面,研究了这些因素对再入体散射特性的影响。(本文来源于《电子科技大学》期刊2018-03-30）
孙萍[9]（2017）在《高超声速再入飞行非线性约束控制方法研究》一文中研究指出高超声速飞行器(HSV,HypersonicVehicle)关系国家国防安全和近空间资源的利用,它已成为很多军事强国的研究重点。HSV再入飞行控制问题的解决对于完成飞行任务至关重要。其中,气动舵面受限约束、姿态角状态约束、外界干扰及参数不确定等问题使得控制方案的设计更具有挑战性。本文围绕再入过程中的这些问题,开展相应的研究工作:首先,建立再入飞行过程中的HSV数学模型,使用地心惯性坐标系作为参考系,考虑地球自转的影响,并加入反作用控制系统RCS模型,从而提供了更为完善的HSV再入飞行六自由度十二状态方程。其次,HSV再入飞行的近空间区域空气较为稀薄,气动控制舵面极易发生饱和现象。针对舵面饱和受限约束问题,设计了外部Anti-windup抗饱和补偿控制系统消除舵面约束对HSV再入姿态控制的影响,采用L2增益作为性能优化指标,设计基于PSO的迭代优化算法求解Anti-windup补偿系统解,结合标称非线性广义预测控制系统,实现了快速解除舵面饱和的目的,并使姿态角状态信号能够平稳跟踪指令信号,达到接近标称系统的性能要求。然后,针对再入飞行中HSV姿态回路所受干扰及参数不确定问题,使用基于双曲正切S型函数跟踪微分的干扰观测器(STDDO,Sigmoid Function Tracking Differential based Disturbance Observer)对外部干扰及参数不确定进行估计。同时,针对PSO易陷入局部最优解的缺点提出改进协同优化算法(ICOA,Improved Cooperative Optimization Algorithm)。在考虑舵面约束、不确定和干扰的影响下,设计了基于ICOA的Anti-windup补偿系统以及STDDO补偿系统的复合鲁棒约束控制系统。仿真试验验证了此方法的有效性。最后,对再入飞行的HSV设计满足准平衡滑翔条件的航迹角控制器,并从飞行安全角度考虑,HSV在进行航迹改变如俯冲、转弯等机动动作时,需要对飞行状态量施加指令性约束要求。针对此约束问题,设计基于障碍李雅普诺夫函数(BLF,Barrier Lyapunov Function)的控制律。仿真试验中对攻角和倾侧角约束的同时考虑航迹角回路与姿态回路的复合干扰,结果验证了约束控制的有效性,实现了航迹角指令信号的跟踪。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-03-01）
吴文瑞,黄震,侯砚泽[10]（2016）在《高速再入飞行试验再入条件优化设计》一文中研究指出飞行器返回再入时将经历极高的气动热环境,因此深空探测返回飞行器,尤其是载人飞船需要通过实际飞行试验验证相关性能,为降低成本和研制风险,通常采用大再入角和相对第二宇宙速度较低的再入速度进行飞行试验。为获得能实现高热流密度验证的最小能量再入任务方案,采用优化设计手段对飞行试验的再入角和速度以及倾侧角控制进行设计,经仿真分析表明,优化结果可达到飞行试验要求的热流密度,并可将再入速度需求降低约2.1 km/s。(本文来源于《航空计算技术》期刊2016年05期）
再入飞行论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
高超声速再入飞行制导与控制作为高超声速技术的难点和重点,对高超声速飞行器(HSV)的发展至关重要。而高超声速再入飞行过程中面临着如执行器的输入约束、再入过程约束、终端约束、路径约束等多重约束条件。本文将围绕在多种约束条件下高超声速飞行器姿态控制与再入制导,以及再入制导与控制联合设计等问题展开研究。首先,本文完整地给出高超声速再入运动方程的建模过程,以及涉及到的气动模型和舵机模型,由此后文可以得到经简化的姿态控制模型和再入制导模型。接着,本文着重研究在执行器幅值与速率饱和情形下的HSV姿态控制问题。为此,我们构建包含舵机状态和飞行姿态的一体化控制模型,应用Backstepping控制方法设计基础的控制律,同时为了处理“维数爆炸”问题,采用一种新型的聚合滤波器方法。同样本文给出一种改进的干扰观测器用于估计在建模过程中存在的模型不确定问题。最后,针对执行器的输入饱和问题,本文设计一种新型的补偿反馈辅助系统用以产生快速的补偿信号以确保指令信号的跟踪性能,经仿真验证本文提出的算法的有效性和相比较下性能的提升。然后,本文研究带有地理约束如禁飞圆的HSV再入制导方法,采用预测-校正算法设计基础再入制导律,其后设计带有禁飞圆的约束优化方法。为此,本文首先构建叁自由度再入制导方程并将再入过程约束转化为高度-速度剖面的再入走廊,之后设计以飞行器能量为基础的再入纵向制导律和侧向制导律,针对带有地理约束如禁飞圆的约束问题,本文给出一种在线航迹角与倾侧角的制导技术,并提供动态调整方案,经仿真表明本文提出算法的时效性和有效性,这种算法可以直接在线计算,其计算量和传统制导律的计算量相差无几。最后,本文主要研究HSV的六自由轨迹跟踪算法和控制律,实现制导与控制的联合设计工作。针对的基于约束预测校正方法规划再入标称轨迹,本文建立基于高阶滑模的纵向轨迹制导律和侧向制导逻辑;然后,设计姿态系统的Backstepping非线性控制器,保证HSV姿态角跟踪的快速性和精准度,并将制导系统与姿态控制系统有效融合。最后,标准情形和带禁飞圆约束情形的蒙特卡洛仿真证明设计的六自由度制导控制律具有良好的轨迹跟踪和较强克服模型不确定的能力。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
再入飞行论文参考文献
[1].方科,张庆振,倪昆,崔朗福.飞行时间约束下的再入制导律[J].哈尔滨工业大学学报.2019
[2].项凯.高超声速再入飞行约束制导与控制[D].南京航空航天大学.2019
[3].时曙.临近空间高超飞行器再入轨迹规划及飞机飞行性能计算[D].南京航空航天大学.2019
[4].左光,陈鑫,徐艺哲,张敏捷,高铁锁.类X-37B升力体再入飞行通信特性中断研究[J].宇航学报.2019
[5].刘方彬,袁军娅.火星再入飞行器风洞试验与真实飞行之间相关性的探讨[J].北京航空航天大学学报.2019
[6].张云昊,白光辉,尤延铖,付秋军,陈瞳.欧洲典型再入飞行测试技术分析[J].推进技术.2018
[7].张意国,赵长见,赵俊锋,贾生伟.基于演化搜索算法的助推器再入飞行模态分析[J].导弹与航天运载技术.2019
[8].曾啸风.再入飞行物及等离子体鞘套的建模与散射分析[D].电子科技大学.2018
[9].孙萍.高超声速再入飞行非线性约束控制方法研究[D].南京航空航天大学.2017
[10].吴文瑞,黄震,侯砚泽.高速再入飞行试验再入条件优化设计[J].航空计算技术.2016