高超聲速飛行器制導(dǎo)與控制技術(shù)（上、下）

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(shū)的編寫(xiě)特點(diǎn)和內(nèi)容安排
1.4.1 本書(shū)的編寫(xiě)特點(diǎn)
1.4.2 本書(shū)的內(nèi)容安排
參考文獻(xiàn) 第2章 高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)方程
2.1 預(yù)備知識(shí)
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(dòng)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(dòng)方程組的建立
2.3.1 高超聲速飛行器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程的一般形式
2.3.2 飛行器旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程
2.3.3 高超聲速飛行器的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
2.3.4 其他補(bǔ)充方程
2.4 運(yùn)動(dòng)方程組的簡(jiǎn)化
2.4.1 基于制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的模型簡(jiǎn)化
2.4.2 基于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的模型簡(jiǎn)化
2.5 彈性體高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)方程組的建立
2.4.1 非慣性耦合彈性體運(yùn)動(dòng)方程
2.4.2 慣性耦合彈性體運(yùn)動(dòng)方程
2.4.3 縱向平面耦合動(dòng)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(dòng)力工程預(yù)測(cè)方法
3.1.3 高超聲速氣動(dòng)熱工程預(yù)測(cè)方法
3.1.4 超燃沖壓發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)罩設(shè)計(jì)
3.2.4 機(jī)翼及氣動(dòng)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(dòng)力的工程預(yù)測(cè)
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(wú)粘流氣動(dòng)力計(jì)算
3.3.4 摩擦阻力計(jì)算
3.3.5 基于CFD的氣動(dòng)模型修正
3.4 高超聲速氣動(dòng)熱的工程預(yù)測(cè)
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(dòng)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(dòng)機(jī)建模
3.4.1 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)概述
3.4.2 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)原理及性能指標(biāo)
3.4.3 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生機(jī)理
3.4.4 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)各段流場(chǎng)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(jiǎn)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(dòng)模型
4.1.5 風(fēng)場(chǎng)擾動(dòng)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(duì)稱(chēng)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(dòng)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(wèn)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(chēng)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(chēng)軌跡跟蹤律
6.3 預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)
6.3.1 預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)基本原理
6.3.2 軌跡預(yù)測(cè)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(wú)動(dòng)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(píng)估
8.1 美國(guó)國(guó)家航空航天局制導(dǎo)律評(píng)估項(xiàng)目分析
8.1.1 AG&C制導(dǎo)律評(píng)估項(xiàng)目
8.1.2 CEV制導(dǎo)律評(píng)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(píng)估方法在制導(dǎo)與控制系統(tǒng)評(píng)估中的應(yīng)用
8.3.1 蒙特卡洛評(píng)估方法
8.3.2 辨識(shí)重要不確定參數(shù)
8.4 航空航天飛行器仿真評(píng)估工程軟件
8.4.1 美國(guó)國(guó)家航空航天局相關(guān)軟件平臺(tái)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)