基于预置动压的高超声速飞行器上升段轨迹设计

针对高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的研究问题,为实现高超声速飞行器的燃料最省上升轨迹快速求解,对定动压情况下高超声速飞行器上升段轨迹特性进行了研究分析,给出了定动压情况下高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的快速反解方法,总结分析了不同定动压下的上升轨迹特性,并在此研究的基础上提出了基于预置动压的高超声速飞行器上升段轨迹设计方法。该方法可以通过设计燃料最省的动压曲线,反解出该预置动压下的上升轨迹参数,得到一条近似燃料最省最优解的轨迹。仿真结果表明,经过解算得到的上升轨迹结果与高斯伪谱法得到的最优上升轨迹结果基本相似。     

有动力通用再入飞行器的轨迹设计与优化

研究了有动力通用再入飞行器的燃料最优巡航轨迹,将问题转化为求解最优稳态巡航轨迹和最优周期巡航轨迹问题。基于稳态动力学方程求解了全局最优稳态巡航轨迹,采用直接打靶法求解了最优周期巡航轨迹,求解过程均考虑了质量变化。结果表明,与全局最优稳态巡航轨迹相比,在一个周期内,最优周期巡航轨迹在燃料消耗和吸热量两个方面都更具优势,采用超燃冲压发动机和火箭发动机分别可以节省4.75%和3.96%的燃料,吸热量分别减小10.4%和5.9%。     

基于人工免疫算法的载人登月任务地月转移双脉冲中止策略研究彭 坤,果琳丽,向开恒,王 平,杨 雷

载人登月任务中,任务中止策略设计是确保航天员安全返回的重要基础。首先结合"星座"计划飞行方案分析了载人登月任务各飞行阶段的中止策略;其次针对地月转移巡航段进行了双脉冲中止策略设计,以速度增量数值、方位角以及变轨时间间隔为控制变量,加入轨道同向、近地点高度、偏心率以及飞行时间约束,提出双脉冲变轨计算流程;最后采用人工免疫算法对该问题进行了求解和优化。仿真算例表明,双脉冲中止策略存在多组解,其全局分布特性为:飞行时间越短速度增量需求越大;飞行时间相近时,大偏心率中止轨道对应的速度增量小;故障点离地月加速点越近,所需速度增量越小。同时也验证了人工免疫算法求解双脉冲中止策略问题的有效性。     

路径约束的时间最短多脉冲交会全局优化

不同于现有的多脉冲最优交会研究多集中于交会时间固定的最省燃料优化,研究了路径约束和脉冲受限的多脉冲最短时间交会问题。综合考虑了交会测量视场角、脉冲总量和脉冲作用时刻等约束,基于Lam-bert交会算法,建立了多脉冲交会最短时间优化的非线性规划模型。为了高效获得全局最优解,采用了模拟退火算法用于非线性优化问题的求解。最后,通过解决一个寻的三脉冲交会问题验证了模型和算法的有效性。该研究方法可寻找满足特定约束条件的最优交会轨道。     

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

基于hp自适应伪谱法的可调推力最优离轨研究

根据不同最优化指标要求,利用hp自适应伪谱法,对比分析了固定推力和可调推力制动离轨时的参数变化情况。通过研究发现,以燃料最省为优化指标,采用可调推力制动时,飞行器过渡段飞行时间更长,燃料消耗相对较小;而在时间最短指标要求下,可调推力制动虽消耗大量燃料,但能大大缩短过渡段飞行时间,有利于航天器在执行紧急任务时的快速返回。     

基于hp自适应伪谱法的可调推力最优离轨研究

根据不同最优化指标要求,利用hp自适应伪谱法,对比分析了固定推力和可调推力制动离轨时的参数变化情况.通过研究发现,以燃料最省为优化指标,采用可调推力制动时,飞行器过渡段飞行时间更长,燃料消耗相对较小;而在时间最短指标要求下,可调推力制动虽消耗大量燃料,但能大大缩短过渡段飞行时间,有利于航天器在执行紧急任务时的快速返回.     

助推-滑行式燃料最优真空飞行轨迹的设计方法

建立了飞行器助推-滑行式燃料最优真空飞行轨迹的最优控制模型,给出了一种更为简单、直观的内点约束条件和横截条件的推导方法,讨论了高效且更为稳定的数值计算方法,提出了两种应用模式,通过与连续推力式和脉冲式飞行方案的比较,说明这种设计方法在节省燃料方面具有优势.     

带约束的高超声速飞行器最优弹道的数值算法

为了准确地求解高超声速飞行器再入巡航段节省燃料的最优弹道,在直接法得到次优解的基础上,提出了全程协态估算方法。该方法不仅能精确地估算出协态变量的初值,而且能得到协态变量的曲线,特别是对于存在内点约束的问题,协态变量不再连续时,能估算出各协态的跳变量。针对带约束的高超声速飞行器最省燃料弹道的特点,利用序列二次规划(SQP)算法得到其次优弹道,并应用所提的方法估算出协态变量的初值和跳变量,由极大值原理构造两点边值问题(TPBVP),以估算结果作为初值求解得到最优弹道。仿真结果表明：在300 W/cm²的热流约束下,每个周期上最优解比稳态解节省约2.4%的燃料;另外,所提的全程协态估算方法能精确地估算出协态变量的初值和跳变量,以其作为初值有利于降低求解TPBVP的难度,使算法快速收敛到问题的最优解。     

高超声速飞行器最优周期巡航轨迹优化

以高超声速飞行器为对象,利用Lagrange乘子法和共轭梯度法对最优周期巡航轨迹进行了研究,并给出了次优周期巡航轨迹的设计方法。最后利用优化方法对最优稳态巡航、次优周期巡航和最优周期巡航进行了数值分析。仿真结果表明,与稳态最优巡航相比,考虑过载≤6约束时燃料节省7.68%,综合过载和加热率约束时燃料节省3.98%。     

二级入轨航天运载器最优分离飞行状态研究

研究水平起降二级入轨航天运载器分离飞行状态（飞行高度、轨迹倾角、马赫数）对轨道器在分离点处的质量（包括结构质量、燃料质量等）的影响。主要内容包括：针对以火箭发动机为动力的轨道器，建立了上升段运动方程。采用静态可变误差多面体算法加上动态共轭梯度法数值优化了轨道器上升段轨迹，优化的性能指标是分离点处轨道器的总质量最小，初始条件受到载机上升段走廊的约束，终端约束是某指定的目标轨道。对分离状态与轨道器总体方案（升阻比、推力、比冲等）对轨道器总质量的影响作了大量数值仿真。针对某飞行器模型，得到了一组最优分离飞行状态。拟合出估算分离状态对轨道器总体方案的影响计算公式。得到了合理选择分离飞行状态的结论。     

持续推进地球轨道转移的直接优化方法(英文)

对于一大类时间最省(单次推进)和燃料最省(多次推进)的中等推力水平持续推进地球轨道转移问题,本文给出了一种系统的直接优化方法。首先,对于具有倾角和偏心率的目标轨道,我们介绍了一种惯性坐标转换方法得到更具一般性的末端约束条件。这个转换避免了逆行赤道轨道对春分点轨道根数引起的奇异,同时也提高了求解优化问题的收敛性。多次打靶法在本文中也得到了应用,给出了针对不同形式的轨道转移如何分配多次打靶变量的方法。基于惯性坐标转换和多次打靶法,最优控制问题转换为利用非线性规划法求解的参数优化问题。本文给出了单次推进时间最省以及多达12次推进燃料最省的轨道转移仿真结果,所有收敛结果均以简单定义的初值迭代得到。最后,我们讨论了利用模型预测控制进行自主制导的潜在方案。     

基于粒子群优化算法的飞行成本最优轨迹优化

以某大型民用飞机为例,应用了以飞行成本最优为目标的性能指标,同时运用最优控制理论,推导出飞机纵向飞行过程（爬升-巡航-下降）的优化方程,使用粒子群算法进行全局寻优,并通过Matlab进行了仿真,实现了以最优成本为目标的轨迹优化。仿真结果表明：用粒子群算法进行全局寻优,寻优效率较高,考虑时间成本后的轨迹,与节油轨迹相比,空速有所增加,耗油量也有所增加,但飞行时间大大缩短,为航空公司降低运营成本提供帮助。     

某大型地效飞行器及其驮运巡航状态气动特性数值模拟

研究地效飞行器及其驮运负载飞行器巡航状态的气动特性,对大型地效飞行器的研发具有重要意义。采用求解N-S方程的有限体积法,分别针对地效飞行器巡航状态及其驮运负载飞行器巡航状态进行数值模拟分析。结果表明:综合考虑升阻比与阻力的大小,地效飞行器巡航状态机翼的最佳安装角为5.5°;综合考虑升阻比与巡航飞行的安全性、操纵性,地效飞行器巡航状态的最佳飞行高度为8 m;综合考虑巡航经济性以及从巡航状态过渡到分离状态的安全性与可靠性,两机驮运巡航状态下负载飞行器的最佳迎角为3°。     

多滑翔飞行器时间协同轨迹快速规划

从高超声速飞行器集群"探测-打击-评估"一体化任务需求出发,针对多滑翔飞行器时间协同再入轨迹规划问题进行研究,提出集群再入的协同形式及轨迹规划方案,基于改进序列凸化算法解决了再入总飞行时间的精确控制问题,从而实现滑翔段时间协同。首先,给出了滑翔飞行器集群的协同策略,将求解模型转化为协同时间的确定、协同时间约束下的轨迹规划子问题。将模型中的时间项误差等加入罚函数,提高了协同轨迹求解可行性。引入飞行路径角预设剖面作为软约束,并通过罚函数与信赖域自适应调整,以避免轨迹求解时的振荡问题,提高了序列凸化算法的收敛性。以CAV-H飞行器模型为例验证了算法的有效性,仿真结果表明,所提算法对初值的敏感性低,求解得到的再入总时间可调范围与伪谱法一致,轨迹规划结果的平滑性及计算时间均优于伪谱法。     

FMS巡航阶段的垂直轨迹预测算法及应用

飞机的飞行过程涉及多个垂直飞行阶段,巡航阶段占了绝大部分的飞行时间、飞行距离及燃油消耗,研究飞行管理系统（FMS）巡航阶段的垂直轨迹预测算法,对于提升飞行的经济性、舒适性、安全性是非常重要和必要的。为了满足不同类型飞机之间巡航阶段垂直轨迹预测算法的通用性,提高垂直轨迹预测的精确度和可信度,提出一种适用于巡航阶段的垂直轨迹预测算法。首先,通过计算巡航阶段的速度剖面,构建预测过程中更加符合实际的大气模型;然后基于第一性原理（第一法则）的飞机模型计算所需的巡航燃油流量数据,通过设计的巡航阶段垂直轨迹预测算法逻辑,给出巡航阶段预测的垂直轨迹;最后通过地面仿真试验和空中试飞验证算法的有效性与准确性。结果表明：本文提出的基于第一性原理飞机模型的FMS 巡航阶段垂直轨迹预测算法能够预测飞机的巡航轨迹,且预测精度误差低于1%。     

燃油最省的四维导引算法

 本文提出了一种燃油最省的四维导引算法,可用于在线性计算同时满足燃油最省及到达时间两个条件的最优飞行轨迹。数字仿真结果表明,该算法速度快、精度高,具有工程实用价值。本文所做的工作是为机载四维飞行管理系统实现的必要准备。     

固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明：固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5～27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。     

直接优化算法在快速交会组合变轨策略中的应用

快速交会远程导引段轨道机动过程中,交会时间受限、考虑测控约束的最小燃料消耗脉冲交会属于多变量优化问题,需要建立一种混合的优化算法对问题求解。建立了基于Lambert双脉冲的多脉冲快速变轨策略模型,给出一种三步串行的混合智能优化算法对模型进行求解。首先利用粒子群算法搜到全局最优解的近似解;然后以全局最优解的近似解作为二体模型的初解,用序列二次规划算法对全局最优解的近似解进行局部优化,所得解为精度较高的精确解;最后以二体模型下所得的解为初值,用最小二乘法解非线性摄动约束的快速交会问题。使用三步串行的混合优化算法对基于轨道要素的变轨策略进行仿真验证与分析。仿真结果表明,该算法能够规划出椭圆轨道到圆轨道共面、两椭圆轨道异面以及考虑测控约束情况下的快速交会轨道机动策略。     

航天器短期规避路径规划研究

针对在轨航天器主动防护的问题,对航天器直接规避路径规划和航天器规避-返回路径规划进行了研究,建立了规避-返回轨道规划问题的脉冲式最优轨迹非线性规划模型,利用主矢量理论和序列二次规划算法对问题进行了求解。通过数值仿真,揭示了航天器规避机动时刻与所需燃料、分离距离与所需燃料以及不同返回时间与所需燃料的规律,得到了对航天器主动防护研究有意义的结果,同时可为工程应用提供相关参考。