錢佳淞, 齊瑞云, 姜斌

(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

高超聲速飛行器再入容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)綜述

錢佳淞, 齊瑞云, 姜斌

(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

對(duì)高超聲速飛行器研制過(guò)程中最為關(guān)鍵的技術(shù)之一——再入容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)進(jìn)行了綜述?；仡櫫烁叱曀亠w行器容錯(cuò)制導(dǎo)研究概況;針對(duì)高超聲速飛行器產(chǎn)生執(zhí)行器、傳感器、結(jié)構(gòu)等故障引起氣動(dòng)參數(shù)在內(nèi)的系統(tǒng)各項(xiàng)參數(shù)發(fā)生變化,已有的再入制導(dǎo)軌跡已經(jīng)不能滿足制導(dǎo)要求的問(wèn)題,進(jìn)行再入容錯(cuò)制導(dǎo)方法研究,找到故障情況下最優(yōu)再入軌跡;介紹了幾種再入容錯(cuò)制導(dǎo)方法,并對(duì)未來(lái)技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了展望。

高超聲速飛行器; 容錯(cuò)制導(dǎo); 故障

0 引言

近年來(lái),隨著人們對(duì)太空資源越來(lái)越多的開(kāi)發(fā)和利用,對(duì)于能夠快速平穩(wěn)地完成任務(wù)的天地往返系統(tǒng)的需求日益迫切。研究表明,天地往返過(guò)程中最嚴(yán)峻的階段即再入段,因此大氣再入領(lǐng)域被視為廣泛開(kāi)展空間應(yīng)用的關(guān)鍵,再入制導(dǎo)與控制問(wèn)題成為航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)[1-2]。對(duì)于高超聲速飛行器的再入段,需要在具有極大初始再入動(dòng)能和勢(shì)能條件下,將飛行器平穩(wěn)安全地導(dǎo)引到既定的能量管理段(TEAM),同時(shí)再入過(guò)程中需要滿足過(guò)載、動(dòng)壓和熱流率處于允許范圍內(nèi),這是高超聲速飛行器再入段制導(dǎo)設(shè)計(jì)面臨的主要挑戰(zhàn),也是其區(qū)別于其他飛行器的顯著特征[3]。高超聲速飛行器再入段具有跨聲速、多階段、非線性、苛刻約束以及嚴(yán)重不確定性等特點(diǎn)[4]。

再入制導(dǎo)技術(shù)是高超聲速飛行器研制中的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù),國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)再入制導(dǎo)技術(shù)已進(jìn)行了大量的研究:文獻(xiàn)[5-6]在預(yù)測(cè)校正算法設(shè)計(jì)中做了大量的工作,并通過(guò)X-33平臺(tái)進(jìn)行飛行測(cè)試;文獻(xiàn)[7-8]在再入飛行器動(dòng)力學(xué)建模、再入軌道及制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方面做了大量的研究工作;文獻(xiàn)[9-10]對(duì)飛行器制導(dǎo)與控制進(jìn)行了整體設(shè)計(jì),分別從軌跡設(shè)計(jì)、制導(dǎo)律設(shè)計(jì)、姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)方面進(jìn)行了研究。

再入段容錯(cuò)制導(dǎo)與容錯(cuò)控制是相互聯(lián)系相互影響的。在容錯(cuò)控制方面,文獻(xiàn)[11-13]針對(duì)高超聲速飛行器再入姿態(tài)控制系統(tǒng),在執(zhí)行機(jī)構(gòu)或者傳感器發(fā)生卡死、增益損傷及隨機(jī)漂移等常見(jiàn)故障的情況下,基于模糊控制、自適應(yīng)控制、魯棒控制和滑模控制等理論方法設(shè)計(jì)了多種故障診斷和容錯(cuò)控制方案,增強(qiáng)了姿控系統(tǒng)的安全性與可靠性。

再入容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)是針對(duì)高超聲速飛行器在再入過(guò)程中發(fā)生故障時(shí),要求制導(dǎo)與控制系統(tǒng)具有高度的自主容錯(cuò)能力,以滿足高超聲速飛行器安全平穩(wěn)抵達(dá)能量管理段的需要。因此對(duì)再入段容錯(cuò)制導(dǎo)方法的研究具有實(shí)際的應(yīng)用價(jià)值,且對(duì)提高飛行器的穩(wěn)定性與安全性具有重要意義。

1 高超聲速飛行器容錯(cuò)制導(dǎo)研究概況

美國(guó)在高超聲速飛行器研制上起步早、投入大,經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的發(fā)展,NASA已經(jīng)先后研究出DC-XA,X-33,X-34,X-37,X-40,X-43等試驗(yàn)性空間飛機(jī)[1],以及哥倫比亞號(hào)、挑戰(zhàn)者號(hào)、發(fā)現(xiàn)號(hào)等已經(jīng)發(fā)射并成功收回的航天飛機(jī)。而對(duì)于新一代高超聲速飛行器的研制,在安全性等關(guān)鍵技術(shù)方面提出了更高的要求,研究在發(fā)生各種失效故障、異常情況下,如何改變制導(dǎo)律或者軌跡重構(gòu),以提升高超聲速飛行器的再入容錯(cuò)制導(dǎo)能力。本文介紹了部分關(guān)于再入容錯(cuò)制導(dǎo)與控制的研究項(xiàng)目。

1.1 AG&C計(jì)劃

先進(jìn)制導(dǎo)與控制(AG&C)[14-15]計(jì)劃是由馬歇爾太空飛行中心(MSFC)從1999年4月至2000年10月研制的一個(gè)項(xiàng)目,主要目的是針對(duì)美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)長(zhǎng)遠(yuǎn)目標(biāo)研究制導(dǎo)與控制方法。NASA長(zhǎng)遠(yuǎn)發(fā)展規(guī)劃中對(duì)高超聲速飛行器的安全性提出了更高的要求,AG&C方法必須對(duì)飛行過(guò)程中發(fā)生的故障及干擾等不確定因素具有適應(yīng)能力及進(jìn)行重構(gòu)任務(wù)的容錯(cuò)能力。AG&C項(xiàng)目的大部分飛行測(cè)試在X-33飛行器上實(shí)施。

1.2 IAG&C計(jì)劃

集成自適應(yīng)制導(dǎo)與控制(IAG&C)[15]計(jì)劃是在AG&C計(jì)劃基礎(chǔ)上進(jìn)行了進(jìn)一步的技術(shù)發(fā)展與飛行測(cè)試,由美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)牽頭主持研究,選用波音公司的X-40A作為飛行測(cè)試平臺(tái)。IAG&C項(xiàng)目考慮舵面卡死的故障類型,研發(fā)控制重構(gòu)、制導(dǎo)重構(gòu)、軌跡重塑算法,致力于研究再入系統(tǒng)的重構(gòu)能力,并在飛行器墜落測(cè)試實(shí)驗(yàn)中進(jìn)行算法驗(yàn)證。

2 故障類型及故障影響

2.1 故障類型

再入飛行系統(tǒng)可能發(fā)生的故障類型主要有以下幾種:

(1)執(zhí)行器故障。執(zhí)行器故障即控制舵面故障,一旦舵面發(fā)生故障,將會(huì)引起飛控系統(tǒng)的各項(xiàng)參數(shù)發(fā)生變化,影響到飛行器的性能,最終使得其失去控制。舵面故障主要分為:卡死、飽和、松浮、控制效能損失[16]。

(2)傳感器故障。傳感器故障即變量的檢測(cè)裝置發(fā)生故障,導(dǎo)致實(shí)際測(cè)量值與真實(shí)值存在誤差。傳感器故障可以分為卡死、偏差失效和增益失效,其中偏差還可以分為恒偏差、漂移和精度損傷[11]。

(3)結(jié)構(gòu)故障。結(jié)構(gòu)故障即系統(tǒng)故障,主要由兩種原因造成:一是系統(tǒng)參數(shù)發(fā)生變化;二是系統(tǒng)狀態(tài)發(fā)生變化。高超聲速飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)及機(jī)身、機(jī)翼、尾翼和舵面等機(jī)體部分受到損傷,使得飛行器氣動(dòng)特性發(fā)生巨大的變化,飛控系統(tǒng)無(wú)法正常工作。實(shí)際飛行中結(jié)構(gòu)故障大部分是因?yàn)轱w行器表面疲勞開(kāi)裂和腐蝕失效導(dǎo)致的。

2.2 故障影響

當(dāng)高超聲速飛行器發(fā)生故障后,將導(dǎo)致升阻力氣動(dòng)系數(shù)發(fā)生明顯的變化,從而導(dǎo)致氣動(dòng)力矩發(fā)生偏差,使得再入制導(dǎo)軌跡偏離原來(lái)的標(biāo)稱軌道。因此,進(jìn)行再入容錯(cuò)制導(dǎo)研究的關(guān)鍵就是對(duì)氣動(dòng)系數(shù)的變化模型進(jìn)行辨識(shí)和建模,以及故障信息到制導(dǎo)環(huán)的傳遞。文獻(xiàn)[15]針對(duì)飛行器X-40A根據(jù)檢測(cè)到的氣動(dòng)數(shù)據(jù)給出了故障下升阻力系數(shù)的變化曲線,對(duì)其進(jìn)行曲線擬合可以得到兩者的關(guān)系模型,將故障下的氣動(dòng)系數(shù)傳遞給制導(dǎo)環(huán)進(jìn)行再入容錯(cuò)制導(dǎo)。

3 再入容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)概述

一旦高超聲速飛行器發(fā)生故障,需要對(duì)再入過(guò)程設(shè)計(jì)容錯(cuò)方法。文獻(xiàn)[13]介紹了正常情況下再入軌跡設(shè)計(jì)、制導(dǎo)律設(shè)計(jì)、控制律設(shè)計(jì)之間的關(guān)系,在故障情況下可以借鑒這個(gè)思路從制導(dǎo)環(huán)和姿態(tài)環(huán)進(jìn)行容錯(cuò)方法研究,其中軌跡設(shè)計(jì)與制導(dǎo)設(shè)計(jì)在離線再入制導(dǎo)中分別考慮,而對(duì)于在線再入制導(dǎo),軌跡生成與制導(dǎo)指令產(chǎn)生是同時(shí)進(jìn)行的,這個(gè)過(guò)程直接在制導(dǎo)環(huán)進(jìn)行考慮;文獻(xiàn)[17]介紹了制導(dǎo)環(huán)與姿態(tài)環(huán)集成容錯(cuò)設(shè)計(jì),其中姿態(tài)環(huán)內(nèi)部進(jìn)行容錯(cuò)控制設(shè)計(jì)以滿足對(duì)制導(dǎo)環(huán)傳遞的指令進(jìn)行跟蹤,制導(dǎo)環(huán)完成正常的制導(dǎo)任務(wù)而不考慮故障。圖1給出了兩環(huán)結(jié)合進(jìn)行容錯(cuò)制導(dǎo)與控制的結(jié)構(gòu)框圖。圖中,再入容錯(cuò)控制(FTC)[18]技術(shù)是從姿態(tài)環(huán)考慮利用剩余健康舵面對(duì)故障損失的力矩進(jìn)行補(bǔ)償,使得飛行器恢復(fù)故障前的機(jī)動(dòng)性能。由于剩余舵面提供的補(bǔ)償有限,所以FTC的容錯(cuò)能力有限,只適用于小故障下的容錯(cuò)控制。當(dāng)故障過(guò)大時(shí)其補(bǔ)償作用不夠,此時(shí)需要從制導(dǎo)環(huán)考慮擁有更大容錯(cuò)能力的容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)。再入容錯(cuò)制導(dǎo)(FTG)[19]技術(shù)即改變?cè)偃胫茖?dǎo)任務(wù)目標(biāo),重新規(guī)劃再入制導(dǎo)軌跡,提供更大的靈活性,適用于更大故障下的容錯(cuò)需求。

圖1 集成制導(dǎo)與控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框架Fig.1 Framework of integrated guidance and control system

容錯(cuò)控制技術(shù)在過(guò)去幾十年已經(jīng)有了很大的發(fā)展，取得很多研究成果,而再入容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)方面的研究很少,且對(duì)于高超聲速飛行器的安全與穩(wěn)定具有重大意義,所以再入容錯(cuò)制導(dǎo)研究具有實(shí)際的應(yīng)用價(jià)值。

4 再入容錯(cuò)制導(dǎo)方法

4.1 集成重構(gòu)制導(dǎo)與控制方法

集成自適應(yīng)制導(dǎo)與控制方法是針對(duì)嚴(yán)重的執(zhí)行器故障、氣動(dòng)不確定性以及陣風(fēng)干擾等影響,結(jié)合內(nèi)外環(huán)設(shè)計(jì)容錯(cuò)方法來(lái)進(jìn)行補(bǔ)償。文獻(xiàn)[20-21]介紹了一種針對(duì)X-33飛行器開(kāi)發(fā)出來(lái)的容錯(cuò)方法;文獻(xiàn)[15]中的方法是為波音X-40A系統(tǒng)開(kāi)發(fā)設(shè)計(jì)的,并且通過(guò)了飛行測(cè)試。這兩種方法的結(jié)構(gòu)體系相同,考慮了姿態(tài)環(huán)與制導(dǎo)環(huán)之間的聯(lián)系,最終設(shè)計(jì)最優(yōu)的重構(gòu)軌跡。該系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)框架見(jiàn)文獻(xiàn)[21]中圖1。

該容錯(cuò)制導(dǎo)與控制系統(tǒng)由四個(gè)主要部分組成:

(1)故障辨識(shí):文獻(xiàn)[20]采用改進(jìn)序列最小二乘法(MSLS)進(jìn)行參數(shù)辨識(shí),將辨識(shí)出的參數(shù)增益從姿態(tài)環(huán)引入到制導(dǎo)環(huán)進(jìn)行自適應(yīng)算法設(shè)計(jì);文獻(xiàn)[15]通過(guò)分析舵面控制分配的輸入輸出量,判斷體軸是否飽和,將飽和項(xiàng)加入?yún)⒖寄Ｐ蛶挼脑O(shè)計(jì)中,而將帶寬引入到制導(dǎo)律可調(diào)參數(shù)的設(shè)計(jì)中。

(2)內(nèi)環(huán)控制重構(gòu):控制重構(gòu)的任務(wù)即針對(duì)內(nèi)環(huán)系統(tǒng)保持姿態(tài)穩(wěn)定且在故障情況下恢復(fù)機(jī)動(dòng)性能,跟蹤參考制導(dǎo)指令。

(3)外環(huán)制導(dǎo)重構(gòu):外環(huán)制導(dǎo)重構(gòu)的任務(wù)即跟蹤參考軌跡指令。文獻(xiàn)[15]采用Back stepping算法設(shè)計(jì)制導(dǎo)律,根據(jù)內(nèi)環(huán)的參考模型帶寬的變化調(diào)節(jié)比例反饋增益,將增益引入至自適應(yīng)制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)中。

4.2 基于氣動(dòng)參數(shù)估計(jì)的最優(yōu)軌跡重構(gòu)方法

由于故障的影響,對(duì)于高超聲速飛行器而言,氣動(dòng)參數(shù)的變化對(duì)飛行制導(dǎo)任務(wù)的順利完成有很大的影響,研究故障后氣動(dòng)參數(shù)的變化,對(duì)進(jìn)行容錯(cuò)制導(dǎo)控制具有非常重大的意義。文獻(xiàn)[22]提出了故障情況下的氣動(dòng)模型,將控制舵面故障影響所產(chǎn)生的氣動(dòng)參數(shù)變化項(xiàng)引入到標(biāo)準(zhǔn)氣動(dòng)模型中,達(dá)到估計(jì)故障信息的作用,具體氣動(dòng)模型如下[22]:

(1)

式中:CLδ*(Ma,α,δ*)和CDδ*(Ma,α,δ*)分別為由控制舵面產(chǎn)生的帶有故障信息的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。采用線性規(guī)劃及控制分配方法,求取在舵面力矩配平狀態(tài)下的舵面力矩系數(shù)。這部分預(yù)測(cè)的故障信息用于基于直接偽譜法的最優(yōu)軌跡重構(gòu)算法中。

4.3 在線魯棒軌跡生成方法

文獻(xiàn)[23]介紹了一種針對(duì)舵面卡死故障下進(jìn)行在線魯棒軌跡生成的方法。首先,標(biāo)稱情況下,采用MP方法計(jì)算離線軌跡數(shù)據(jù)庫(kù);當(dāng)飛行器發(fā)生故障,采用相鄰最優(yōu)控制算法(NOC)來(lái)實(shí)時(shí)生成相鄰可行軌跡,使其從故障中恢復(fù)。當(dāng)故障偏差足夠小時(shí),適用相鄰軌跡存在定理(NFTET);而當(dāng)故障偏差變大時(shí),NFTET不再適用,將NFTET擴(kuò)展為軌跡魯棒性定理(TRT)。根據(jù)TRT原理,在原來(lái)制導(dǎo)律的基礎(chǔ)上增加一項(xiàng)魯棒項(xiàng)來(lái)補(bǔ)償NFTET容錯(cuò)不足的部分,其中添加的魯棒項(xiàng)是關(guān)于輸入偏差項(xiàng)設(shè)計(jì)自適應(yīng)律。根據(jù)輸入偏差的大小變化調(diào)節(jié)參數(shù),最終仿真表明魯棒項(xiàng)的加入使得系統(tǒng)在大故障下?lián)碛懈玫聂敯粜浴?/p>

面對(duì)相對(duì)低迷的復(fù)合肥需求以及激烈的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)，許多經(jīng)銷商紛紛調(diào)整自身產(chǎn)品結(jié)構(gòu)，以保證整體的利潤(rùn)空間。對(duì)此，劉真表示，許多經(jīng)銷商青睞有較大利潤(rùn)空間的特種新型肥料產(chǎn)品，但這些產(chǎn)品多應(yīng)用于果蔬等經(jīng)濟(jì)作物，受需求量的影響，復(fù)合肥仍是大田作物區(qū)經(jīng)銷商的主要利潤(rùn)來(lái)源。

4.4 基于模型預(yù)測(cè)靜態(tài)規(guī)劃的魯棒再入制導(dǎo)方法

模型預(yù)測(cè)靜態(tài)規(guī)劃技術(shù)(MPSP)在近年已經(jīng)有了不少研究成果[24-25]。文獻(xiàn)[25]將MPSP技術(shù)應(yīng)用于再入制導(dǎo)飛行器的魯棒性研究中,主要考慮模型中出現(xiàn)狀態(tài)誤差以及參數(shù)不確定等故障情況,再入制導(dǎo)過(guò)程中選定的控制變量為迎角和傾側(cè)角,重構(gòu)軌跡的制導(dǎo)過(guò)程就是計(jì)算迎角和傾側(cè)角的過(guò)程。再入過(guò)程中迎角指令可以直接計(jì)算得到,而傾側(cè)角指令的求取過(guò)程為先求取航向角指令,然后將得到的航向角指令用在動(dòng)態(tài)逆環(huán)路中來(lái)求取傾側(cè)角指令。魯棒再入制導(dǎo)策略框圖見(jiàn)文獻(xiàn)[25]中圖1。

魯棒再入制導(dǎo)策略包括兩部分:預(yù)測(cè)和校正。首先,根據(jù)控制變量上下限約束選定中間值為初始預(yù)測(cè)值U0,然后根據(jù)離散狀態(tài)方程和輸出方程迭代預(yù)測(cè)出下一時(shí)刻的狀態(tài)量和輸出量;然后判斷輸出量偏差值是否收斂為0。采用MPSP算法將偏差量傳遞到控制量的誤差中,并更新出新的控制變量。由于MPSP算法迭代出的是航向角,所以需要將航向角值代入動(dòng)態(tài)逆方程求出最終的控制量?jī)A側(cè)角。

4.5 內(nèi)外環(huán)容錯(cuò)控制方法

文獻(xiàn)[26]介紹了一種在發(fā)生執(zhí)行器故障或者嚴(yán)重結(jié)構(gòu)故障的情況,從外環(huán)制導(dǎo)環(huán)與內(nèi)環(huán)姿態(tài)環(huán)進(jìn)行容錯(cuò)控制的方法,采用期望狀態(tài)與實(shí)際狀態(tài)的偏差參與計(jì)算求取制導(dǎo)指令、姿態(tài)指令、舵面及油門偏轉(zhuǎn)指令。與常見(jiàn)的兩環(huán)集成制導(dǎo)與控制采用迎角、傾側(cè)角及側(cè)滑角作為制導(dǎo)控制變量不同,該方法采用軸加速度作為制導(dǎo)指令,分為三步:

(1)首先外環(huán)根據(jù)給定的航路點(diǎn)、期望高度和期望速度計(jì)算軸加速度,由速度制導(dǎo)、垂直制導(dǎo)、橫向制導(dǎo)分別求取三個(gè)方向上的加速度指令,其中axG指令的求解表達(dá)式為:

(2)

式中:vmod為故障引起的修正項(xiàng),具體表達(dá)式見(jiàn)文獻(xiàn)[26]。

(2)將計(jì)算得到的加速度指令送入內(nèi)環(huán),根據(jù)期望狀態(tài)與實(shí)際狀態(tài)偏差及耦合各軸加速度指令分別計(jì)算出滾轉(zhuǎn)角、偏航角和俯仰角。

(3)最后根據(jù)滾轉(zhuǎn)角、偏航角和俯仰角期望與實(shí)際偏差,由相應(yīng)的控制律分別計(jì)算出舵面偏轉(zhuǎn)量,采用比例積分控制律求解油門開(kāi)度。

5 結(jié)束語(yǔ)

再入容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)針對(duì)飛行器遇到各種故障而臨時(shí)改變?nèi)蝿?wù)的情況,著眼于提高飛行器在線重規(guī)劃容錯(cuò)能力,對(duì)未來(lái)飛行器可靠性發(fā)展具有重要意義。雖然近年來(lái)該領(lǐng)域已經(jīng)取得了一些研究成果,但仍存在下面一些關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題需要未來(lái)作進(jìn)一步的研究:

(1) 故障影響的系統(tǒng)性分析

目前已有的關(guān)于故障對(duì)高超聲速飛行器性能的影響大都是定性的描述，或者是針對(duì)具體飛行器的飛行測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行分析的結(jié)果,而不存在系統(tǒng)性的研究方法。需要進(jìn)一步研究不同故障對(duì)飛行器氣動(dòng)參數(shù)定量的影響。

(2) 故障診斷與容錯(cuò)制導(dǎo)集成設(shè)計(jì)

目前故障診斷與容錯(cuò)控制技術(shù)方面的研究很多,而將故障診斷與容錯(cuò)制導(dǎo)技術(shù)相結(jié)合進(jìn)行研究的學(xué)者很少,考慮故障診斷對(duì)于容錯(cuò)研究的完整性及將來(lái)實(shí)際應(yīng)用階段是必不可少的一部分。

(3) 制導(dǎo)系統(tǒng)的魯棒性與自適應(yīng)性研究

目前魯棒控制方法和自適應(yīng)控制方法在再入制導(dǎo)中的應(yīng)用還不成熟,其代表了新型高超聲速飛行器研究的一個(gè)方向,需要進(jìn)一步的研究。

(4) 制導(dǎo)控制一體化技術(shù)研究

重構(gòu)算法的設(shè)計(jì)需要體現(xiàn)制導(dǎo)與控制之間的耦合關(guān)系。目前NASA正在研究這一技術(shù),該技術(shù)未來(lái)將成為提高飛行器容錯(cuò)能力的熱門研究方向。

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(編輯：李怡)

Review of reentry fault-tolerant guidance technology on hypersonic vehicles

QIAN Jia-song, QI Rui-yun, JIANG Bin

(College of Automation Engineering, NUAA, Nanjing 210016, China)

This paper reviews one of the most critical technologies in the development process of hypersonic vehicles—the technology of fault-tolerant guidance for hypersonic reentry vehicle. The research situation of the hypersonic aircraft fault tolerant guidance was retrospected. For the problem of the hypersonic vehicle failures such as aircraft actuators, sensors and structure caused the change of system parameters including aerodynamic parameter, the original reentry trajectory could not meet the requirements of guidance, the reentry fault-tolerant guidance methods to find the optimal reentry trajectory under fault conditions were studied. The paper presents some reentry fault-tolerant guidance methods and prospects the future development of the technology.

hypersonic vehicle; fault-tolerant guidance; failure

2014-12-11;

2015-04-01;

時(shí)間:2015-06-24 15:03

國(guó)家自然科學(xué)基金資助(61374116，61273171)；南京航空航天大學(xué)研究生創(chuàng)新基地(實(shí)驗(yàn)室)開(kāi)放基金資助(kfjj201421)；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金資助

錢佳淞(1990-)，男，碩士研究生，主要研究方向?yàn)樵偃肴蒎e(cuò)制導(dǎo)與控制； 齊瑞云(1979-)，女，教授，博士，主要研究方向?yàn)槿蒎e(cuò)制導(dǎo)與軌跡優(yōu)化、故障診斷與容錯(cuò)控制。

V448.2

A

1002-0853(2015)05-0390-05