高超聲速飛行器制導(dǎo)與控制技術(shù)（上下冊）

前言

自二十世紀(jì)初萊特兄弟實(shí)現(xiàn)人類首次空中飛行以來，人們對于飛行速度的追求就沒有停止過，從低速到高速，從亞聲速到超聲速，乃至高超聲速，為此開展了一系列的驗(yàn)證試驗(yàn)計(jì)劃，也取得了十分顯著的成果。高超聲速飛行器由于其飛行速度在5馬赫以上，具有快速響應(yīng)、機(jī)動能力強(qiáng)等特點(diǎn)，可在短時(shí)間內(nèi)對遠(yuǎn)程目標(biāo)實(shí)施精確打擊，已經(jīng)成為未來軍事斗爭新的“制高點(diǎn)”，它的出現(xiàn)將改變未來戰(zhàn)爭的作戰(zhàn)模式，對國家安全產(chǎn)生戰(zhàn)略性影響。高超聲速技術(shù)涉及到許多領(lǐng)域和學(xué)科，是諸多先進(jìn)技術(shù)的集合。建模、制導(dǎo)與控制是高超聲速飛行器研制需突破的關(guān)鍵技術(shù)之一?？刂平Ｉ婕暗蕉鄠€(gè)學(xué)科和專業(yè)，與氣動、動力、結(jié)構(gòu)、環(huán)境等密切相關(guān)，需要進(jìn)行系統(tǒng)性的研究和探索；飛行器的慣性耦合、氣動耦合、運(yùn)動學(xué)耦合、控制耦合等特征對高超聲速飛行器的姿態(tài)控制提出了挑戰(zhàn)；高超飛行環(huán)境的復(fù)雜性和不確定性、強(qiáng)控制量約束、力和熱引起的非線性路徑約束等，要求制導(dǎo)具有較強(qiáng)的魯棒性和自適應(yīng)能力。高超聲速飛行器的制導(dǎo)與控制面臨著巨大的挑戰(zhàn)，迫切需要進(jìn)行系統(tǒng)性地研究和探索。本書總結(jié)了作者和國內(nèi)外在該領(lǐng)域的研究成果，并加以歸納、系統(tǒng)化，是一本帶有總結(jié)性的、細(xì)而全的書籍。該書從飛行器運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)方程、高超聲速飛行器控制建模（包括幾何外形建模、動力模型、飛行環(huán)境模型等）、軌跡設(shè)計(jì)與優(yōu)化、制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)與評估等方面進(jìn)行了論述，并針對其中重要的內(nèi)容還給出了應(yīng)用實(shí)例。在姿態(tài)控制方面，對高超聲速飛行器的姿控模型以及相應(yīng)的典型控制理論和方法進(jìn)行了論述。姿控模型涉及到多個(gè)專業(yè)，該書論述不只是限于姿控模型本身，對反映姿控模型由來的氣動外形設(shè)計(jì)、動力設(shè)計(jì)、飛行環(huán)境等也進(jìn)行分析，內(nèi)容較為詳實(shí)和完整，并以美國X系列飛行器為例，結(jié)合典型的控制方法，進(jìn)行了具體的控制設(shè)計(jì)和分析。在制導(dǎo)技術(shù)方面，對國內(nèi)外高超聲速飛行器特別是以航天飛機(jī)為代表的再入飛行器的制導(dǎo)技術(shù)進(jìn)行了論述。阻力加速度跟蹤制導(dǎo)理論完善，工程中已有應(yīng)用；預(yù)測校正制導(dǎo)比較新穎，理論上能夠?qū)崿F(xiàn)在線制導(dǎo)，對不確定性具有較好適應(yīng)能力，工程中可以借鑒。該書從理論優(yōu)化和工程設(shè)計(jì)兩個(gè)方面，對高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化和制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)進(jìn)行了積極的探索。該書內(nèi)容全面，具有參考價(jià)值，為從事高超聲速飛行器總體設(shè)計(jì)、制導(dǎo)與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)等科研人員和工程技術(shù)人員提供參考。2012年6月28日

內(nèi)容概要

　　《高超聲速飛行器制導(dǎo)與控制技術(shù)（上、下）》涵蓋了高超聲速飛行器概念與設(shè)計(jì)全周期的制導(dǎo)與控制技術(shù)，它既可以應(yīng)用于飛行器的概念設(shè)計(jì)/初步設(shè)計(jì)，也可以應(yīng)用于飛行器的詳細(xì)設(shè)計(jì)。包括飛行器運(yùn)動模型、飛行器模型的生成方法、飛行器大氣環(huán)境模型與地球模型、飛行器軌跡設(shè)計(jì)與優(yōu)化、制導(dǎo)律設(shè)計(jì)、控制律設(shè)計(jì)以及制導(dǎo)與控制方法的評估等。

書籍目錄

第1章 緒論
1.1 高超聲速飛行器
1.1.1 再入飛行器
1.1.2 載人飛船
1.1.3 可重復(fù)使用運(yùn)載器及相關(guān)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)
1.1.4 吸氣式高超聲速飛行器
1.2 高超聲速飛行器概念/初步設(shè)計(jì)中的制導(dǎo)與控制技術(shù)
1.2.1 制導(dǎo)與控制技術(shù)在高超聲速飛行器概念/初步設(shè)計(jì)階段的主要任務(wù)
1.2.2 GNC在高超聲速飛行器概念/初步設(shè)計(jì)階段的設(shè)計(jì)流程
1.2.3 控制集成設(shè)計(jì)環(huán)境
1.3 高超聲速飛行器制導(dǎo)與控制技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)
1.4 本書的編寫特點(diǎn)和內(nèi)容安排
1.4.1 本書的編寫特點(diǎn)
1.4.2 本書的內(nèi)容安排
參考文獻(xiàn)
第2章 高超聲速飛行器運(yùn)動方程
2.1 預(yù)備知識
2.1.1 矢量與分量列陣
2.1.2 坐標(biāo)變換
2.2 坐標(biāo)系及運(yùn)動變量定義
2.2.1 坐標(biāo)系定義
2.2.2 坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換
2.2.3 歐拉角的定義
2.2.4 蘇式坐標(biāo)系與歐美坐標(biāo)系
2.3 高超聲速飛行器剛體六自由度運(yùn)動方程組的建立
2.3.1 高超聲速飛行器質(zhì)心運(yùn)動動力學(xué)方程的一般形式
2.3.2 飛行器旋轉(zhuǎn)運(yùn)動的動力學(xué)方程
2.3.3 高超聲速飛行器的運(yùn)動學(xué)方程
2.3.4 其他補(bǔ)充方程
2.4 運(yùn)動方程組的簡化
2.4.1 基于制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的模型簡化
2.4.2 基于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的模型簡化
2.5 彈性體高超聲速飛行器運(yùn)動方程組的建立
2.4.1 非慣性耦合彈性體運(yùn)動方程
2.4.2 慣性耦合彈性體運(yùn)動方程
2.4.3 縱向平面耦合動力學(xué)方程推導(dǎo)
參考文獻(xiàn)
第3章 高超聲速飛行器建模
3.1 高超聲速飛行器建模技術(shù)綜述
3.1.1 飛行器參數(shù)化幾何外形建模方法
3.1.2 高超聲速氣動力工程預(yù)測方法
3.1.3 高超聲速氣動熱工程預(yù)測方法
3.1.4 超燃沖壓發(fā)動機(jī)建模方法
3.2 飛行器參數(shù)化幾何外形建模
3.2.1 相關(guān)坐標(biāo)系
3.2.2 機(jī)體幾何外形建模
3.2.3 發(fā)動機(jī)罩設(shè)計(jì)
3.2.4 機(jī)翼及氣動控制舵面設(shè)計(jì)
3.2.5 參數(shù)化幾何外形建模結(jié)果
3.2.6 飛行器網(wǎng)格生成
3.2.7 與基于CAD方法的比較
3.3 高超聲速氣動力的工程預(yù)測
3.3.1 計(jì)算面元及撞擊角
3.3.2 壓力系數(shù)計(jì)算
3.3.3 高超聲速無粘流氣動力計(jì)算
3.3.4 摩擦阻力計(jì)算
3.3.5 基于CFD的氣動模型修正
3.4 高超聲速氣動熱的工程預(yù)測
3.4.1 高溫空氣物性
3.4.2 邊界層外緣氣流參數(shù)計(jì)算
3.4.3 參考溫度法
3.4.4 氣動加熱與熱輻射
3.4.5 熱流密度計(jì)算
3.5 超燃沖壓發(fā)動機(jī)建模
3.4.1 沖壓發(fā)動機(jī)概述
3.4.2 沖壓發(fā)動機(jī)原理及性能指標(biāo)
3.4.3 超燃沖壓發(fā)動機(jī)推力產(chǎn)生機(jī)理
3.4.4 超燃沖壓發(fā)動機(jī)各段流場的理論計(jì)算方法
3.6 計(jì)算實(shí)例
3.6.1 翼身組合體
3.6.2 乘波體
參考文獻(xiàn)
第4章 大氣與地球模型
4.1 大氣模型
4.1.1 大氣模型發(fā)展簡介
4.1.2 常用大氣模型介紹
4.1.3 典型大氣模型
4.1.4 密度擾動模型
4.1.5 風(fēng)場擾動模型
4.2 地球模型
4.2.1 地球引力
4.2.2 圓球形模型
4.2.3 旋轉(zhuǎn)對稱模型
4.2.4 Clairaut橢球模型
參考文獻(xiàn)
第5章 高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化
5.1 高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化概述
5.2 高超聲速飛行器制導(dǎo)模型
5.2.1 通用航空器
5.2.2 機(jī)動再入飛行器
5.2.3 X33升力體飛行器
5.2.4 航天飛機(jī)
5.2.5 阿波羅
5.2.6 乘員探索飛行器
5.2.7 通用乘波體飛行器
5.2.8 運(yùn)載器
5.3 軌跡優(yōu)化的數(shù)值方法
5.3.1 間接法
5.3.2 直接法
5.3.3 其他方法
5.4 數(shù)值優(yōu)化方法
5.4.1 非線性規(guī)劃問題求解方法
5.4.2 智能優(yōu)化方法
5.5 高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化實(shí)例
5.4.1 基于間接法的AHV上升段軌跡優(yōu)化
5.4.2 基于偽譜法的再入最大航程軌跡優(yōu)化
參考文獻(xiàn)
第6章 高超聲速飛行器制導(dǎo)律設(shè)計(jì)
6.1 高超聲速飛行器制導(dǎo)方法概述
6.1.1 制導(dǎo)律發(fā)展綜述
6.1.2 制導(dǎo)律設(shè)計(jì)的關(guān)鍵點(diǎn)
6.1.3 制導(dǎo)律實(shí)際運(yùn)行經(jīng)驗(yàn)
6.2 基于阻力加速度的標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)
6.2.1 航天飛機(jī)制導(dǎo)
6.2.2 衍生的阻力加速度制導(dǎo)
6.2.3 基于反饋線性化的標(biāo)稱軌跡跟蹤律
6.3 預(yù)測校正制導(dǎo)
6.3.1 預(yù)測校正制導(dǎo)基本原理
6.3.2 軌跡預(yù)測模型
6.3.3 校正策略
6.3.4 側(cè)向制導(dǎo)律
6.4 混合制導(dǎo)
6.4.1 阿波羅飛船再入制導(dǎo)
6.4.2 PredGuid再入制導(dǎo)律
6.4.3 NPC再入制導(dǎo)律
參考文獻(xiàn)
第7章 高超聲速飛行器控制律設(shè)計(jì)
7.1 高超聲速飛行器控制律研究綜述
7.1.1 高超聲速飛行器控制模型
7.1.2 吸氣式高超聲速飛行器巡航控制
7.1.3 無動力高超聲速飛行器再入控制
7.2 高超聲速飛行器控制模型
7.2.1 錐體加速器模型
7.2.2 機(jī)身/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)耦合乘波體模型
7.3 典型控制方法
7.3.1 LQR控制
7.3.2 滑模控制
7.3.3 自適應(yīng)控制
7.3.4 反饋線性化控制
7.3.5 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制
7.3.6 魯棒控制
7.3.7 軌跡線性化控制
7.4 吸氣式高超聲速飛行器巡航段控制實(shí)例
7.4.1 X43A巡航控制
7.4.2 錐體加速器巡航控制
7.4.3 考慮彈性的乘波體巡航控制
7.5 高超聲速飛行器再入段控制實(shí)例
7.4.1 HORUS再入控制
7.4.2 X33再入控制
7.5.3 X38再入控制
參考文獻(xiàn)
第8章 高超聲速飛行器制導(dǎo)與控制系統(tǒng)評估
8.1 美國國家航空航天局制導(dǎo)律評估項(xiàng)目分析
8.1.1 AG&C制導(dǎo)律評估項(xiàng)目
8.1.2 CEV制導(dǎo)律評估工作項(xiàng)目
8.2 高超聲速飛行器飛行任務(wù)設(shè)計(jì)
8.2.1 飛行器任務(wù)設(shè)計(jì)需求
8.2.2 高超聲速飛行器運(yùn)行邊界
8.2.3 再入飛行攻角設(shè)計(jì)
8.3 蒙特卡洛評估方法在制導(dǎo)與控制系統(tǒng)評估中的應(yīng)用
8.3.1 蒙特卡洛評估方法
8.3.2 辨識重要不確定參數(shù)
8.4 航空航天飛行器仿真評估工程軟件
8.4.1 美國國家航空航天局相關(guān)軟件平臺分析
8.4.2 軟件需求分析
8.4.3 ASES軟件關(guān)鍵技術(shù)
8.4.4 ASES軟件介紹
參考文獻(xiàn)

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：   插圖：   4.1.2.1.2 美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1966） 美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1966年）是由美國環(huán)境科學(xué)事務(wù)委員會、美國國家航空航天局和美國空軍在美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1962年）的基礎(chǔ)上修訂的。該模型只含有圖表，沒有計(jì)算機(jī)程序。 該模型是對美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1962年）的補(bǔ)充，加入了季節(jié)和緯度的變化。此外，將高度域向上延伸到1000km。該模型提供下列大氣參數(shù)信息：溫度、壓強(qiáng)、密度、聲速、粘度系數(shù)、導(dǎo)熱系數(shù)，以及相對于1962年標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度、壓強(qiáng)和密度的變化。該模型提供的參數(shù)信息只針對特定的區(qū)域和季節(jié)，具體為：北緯15。線年平均大氣參數(shù)值，北緯30°線1月份和7月份大氣參數(shù)值，北緯45°線1月份和7月份大氣參數(shù)值，北緯6°線1月份（平均值，冷暖模型）和7月份大氣參數(shù)值，北緯75。線1月份（平均值，冷暖模型）和7月份大氣參數(shù)值。 大氣參數(shù)廓線都是以位勢高度和幾何高度為自變量，數(shù)據(jù)單位同時(shí)采用公制和英制。在相同的季節(jié)和緯度條件下，美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1996）模型還提供了壓強(qiáng)與位勢高度的函數(shù)關(guān)系，在美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1962年）的基礎(chǔ)上，該模型用3個(gè)表補(bǔ)充了高度從120km到1000km范圍內(nèi)下列參數(shù)的信息：溫度、氧氣、氧原子、氮?dú)?、氦氣和氫原子的分子?shù)密度／平均分子量／壓力高度／壓力和總密度。3個(gè)表分別給出不同季節(jié)的參數(shù)平均值，包括：冬季平均值、夏季平均值和春秋平均值。盡管該模型之后被美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1976年）模型所代替，但由于該模型中的平均值變化信息在1976年版本中沒有被提及，因而該模型至今仍然在使用。 在該模型中，大氣參數(shù)隨季節(jié)和緯度的變化，大部分是依據(jù)觀測數(shù)據(jù)得到的。但是，在某些情況下，特別是高度在90～120km范圍之內(nèi)，這些數(shù)據(jù)很難被觀測到，因而有些是插值和估計(jì)的。 4.1.2.1.3 美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1976） 美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1976年）是由美國國家海洋大氣管理局、國家航空航天局、空軍在美國標(biāo)準(zhǔn)大氣1962年版本和美國標(biāo)準(zhǔn)大氣l966年版本的基礎(chǔ)上制定的。 美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1976年）利用圖表提供下列參數(shù)隨高度的廓線：溫度、壓力、密度、聲速、動態(tài)和運(yùn)動粘度、熱傳導(dǎo)率。高度范圍是在—5～1000km，高度單位同時(shí)使用公制和英制。高度32km以下，美國標(biāo)準(zhǔn)大氣（1976年）模型與國際民用航空組織標(biāo)準(zhǔn)大氣模型是相同的。該模型是經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，基于無線電探空儀、火箭測候儀、火箭和衛(wèi)星等手段得到的溫度觀測數(shù)據(jù)。溫度廓線的高度范圍是在—5～1000km。適當(dāng)修訂溫度廓線，使得壓力、密度和大氣成分的垂直分布廓線與標(biāo)準(zhǔn)條件下的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合得最好。

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《高超聲速飛行器制導(dǎo)與控制技術(shù)(套裝共2冊)》既可以應(yīng)用于飛行器的概念設(shè)計(jì)／初步設(shè)計(jì)，也可以應(yīng)用于飛行器的詳細(xì)設(shè)計(jì)。

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