基于HP-RPM的高超声速滑翔飞行器轨迹优化

针对含有航路点、禁飞区约束的再入突防轨迹优化问题,提出了基于HP自适应Radau伪谱法(HP-RPM)的分段轨迹优化策略,给出了在含有热流密度、过载、动压、航路点和禁飞区等约束条件下的再入轨迹优化模型;利用HP-RPM对含有再入的最优控制问题进行离散化,将其转为非线性规划问题,并根据航路点所在的位置,对再入轨迹进行分段,以再入滑翔飞行的时间最短为仿真目标函数进行仿真计算。仿真结果表明,此方法可以生成一条满足多种约束条件的高精度优化轨迹,并且用时较短。     

考虑禁飞圆的滑翔式机动弹道与气动特性参数耦合设计

 为获得滑翔式再入飞行器最佳气动与弹道机动性能,针对规避禁飞圆的远程滑翔式再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法。耦合设计外环以气动特性参数为设计变量,基于抛物阻力极线模型提取最大升阻比和对应升力系数为气动特性参数;耦合设计内环以泛化升力系数和侧倾角为设计变量,获得给定升阻特性下能规避禁飞圆且满足再入走廊要求的滑翔式再入轨迹。耦合设计问题以再入驻点总热流最小为优化目标,以再入走廊、终端位置和速度为约束,求解满足弹道机动要求且目标函数最小的最佳气动特性参数。提出了一种规避禁飞圆的侧向几何制导逻辑用于内环轨迹设计。仿真算例得出禁飞圆半径越大,需要的滑翔式再入飞行器最大升阻比越大,且再入轨迹刚好能绕过禁飞圆。仿真结果验证了耦合设计方法和侧向制导逻辑的有效性,该方法可为飞行器方案设计时的气动布局选型等工作提供参考。     

A novel adaptive lateral reentry guidance algorithm with complex distributed no-fly zones constraints

Aimed at complex distributed no-fly zones avoidance problems, a novel adaptive lateral reentry guidance algorithm is proposed. Firstly, by introducing the improved attractive and repulsive potential fields, an improved artificial potential field method is developed. Combined with the proposed judgment criterion for whether a no-fly zone has been avoided, the proposed improved artificial potential field method effectively solves the reference heading angle determination problem under the constrai...     

基于GPM的高超声速飞行器再入轨迹优化

为保证高超声速飞行器具有最大再入距离,应用高斯伪谱方法求取了存在路径约束及终端约束的飞行器最优再入轨迹。首先选取迎角及倾斜角作为最优控制量,并分析再入轨迹的最优控制模型;然后应用高斯伪谱方法将最优控制问题离散成非线性规划问题,并采用SNOPT软件包对非线性问题进行求解,得到最优轨迹。通过仿真证明了该方法求得的最优轨迹对初始值不敏感,且具有良好的实时性。     

禁飞区影响下的空天飞机可达区域计算方法

针对禁飞区影响空天飞机再入可达区域问题,基于极限绕飞轨迹提出一种不限禁飞区位置的可达区域求解方法。首先,考虑空天飞机规避禁飞区后的剩余飞行能力评估,从极限绕飞轨迹与禁飞区的切点出发,提出绕过禁飞区后的子可达区域计算方法,在此基础上获得禁飞区影响下的可达区域和不可达区域的边界。然后,考虑禁飞区在经度/纬度剖面内可能出现的位置,分类讨论不同情形并给出对应子区域的求解算法,使用射线法判定目标点是否位于可达区域内,并应用分段预测校正制导方法实现面向可行目标点的导引。最后,在仿真中,给出了对经度/纬度剖面内散布的圆形禁飞区分类结果,并针对每一分类的禁飞区开展了可达区域求解计算分析。仿真结果表明,对不同种类的禁飞区情况,均能稳定实现可达区域求解,同时对于可达区域以内的目标点,通过应用分段预测校正方法可以满足再入制导精度要求。     

Autonomous gliding entry guidance with geographic constraints

This paper presents a novel three-dimensional autonomous entry guidance for relatively high lift-to-drag ratio vehicles satisfying geographic constraints and other path constraints. The guidance is composed of onboard trajectory planning and robust trajectory tracking. For trajectory planning, a longitudinal sub-planner is introduced to generate a feasible drag-versus-energy profile by using the interpolation between upper boundary and lower boundary of entry corridor to get the desired trajectory length. The associated magnitude of the bank angle can be specified by drag profile, while the sign of bank angle is determined by lateral sub-planner. Two-reverse mode is utilized to satisfy waypoint constraints and dynamic heading error corridor is utilized to satisfy no-fly zone constraints. The longitudinal and lateral sub-planners are iteratively employed until all of the path constraints are satisfied. For trajectory tracking, a novel tracking law based on the active disturbance rejection control is introduced. Finally, adaptability tests and Monte Carlo simulations of the entry guidance approach are performed. Results show that the proposed entry guidance approach can adapt to different entry missions and is able to make the vehicle reach the prescribed target point precisely in spite of geographic constraints.     

基于改进Gauss伪谱法的高超声速飞行器航迹规划

针对使用传统Gauss伪谱法(GPM)求解航迹规划问题时计算复杂的问题,提出了基于两点间经纬度坐标变换的改进GPM高超声速飞行器滑翔段航迹规划方法。对经纬度坐标进行处理,以经纬度变换代替时域变换改进GPM,规划两点间的航迹。仿真结果表明,改进后的算法能够准确、高效地规划出一条合理的航迹,满足飞行约束条件。     

基于样条曲线的机动弹头再入轨迹优化研究

使用三次样条函数拟合再入飞行器纵向运动轨迹,以样条曲线上的控制节点为优化参数,将再入轨迹优化问题转化为静态参数优化问题.最后以纵向平面内的最优轨迹为例,以终点速度最大和飞行时间最短为优化目标,采用基于Pareto定级排序遗传算法求解了在末端状态受约束的最优再入轨迹问题,验证了该方法的有效性.     

多飞行器再入段时间协同弹道规划方法

提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。     

高超声速飞行器再入多段导引方法研究

针对通用航空飞行器(CAV)的再入飞行问题,研究了一种滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。该方法将再入轨迹分为初始下降段、过渡段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段,引入拟平衡滑翔条件(QEGC),将过程约束转换成倾侧角制导律的上界。结合预测校正方法在线设计满足各种轨迹约束的倾侧角制导律,最后在计算机上进行制导仿真。仿真结果表明,该方法可快速地得到满足过程约束和目标要求的弹道。     

用参数最优化方法计算最优飞行轨迹

介绍了如何应用参数最优化方法将具有状态变量不等式约束和控制变量不等式约束以及终端等式约束的最优控制问题转化为静态非线性规划问题,并提出了将求解静态约束最优化问题的系贯加权因子法,即ＳＷＩＦＴ(ＳｅｑｕｅｎｔｉａｌＷｅｉｇｈｔ－ＩｎｃｒｅａｓｉｎｇＦａｃｔｏｒＴｅｃｈｎｉｑｕｅ)法推广为求解动态约束最优化问题的增广ＳＷＩＦＴ法。最后用计算美国航天飞机的返回最优轨迹说明了该法的可行性。     

直接多重打靶法在轨迹优化方面的应用

本文采用基于多重打靶技术的参数优化方法,以美国航天飞机轨道器为例,选取了几种目标函数和约束条件,对其最佳再入轨迹进行了计算.将计算结果与美国航天飞机的实际再入轨迹作了比较,并对文中采用的算法和程序的适用性进行了小结。     

基于RHC的无人机自主轨迹优化算法研究

介绍了一种无人机长航程飞行的轨迹优化的新方法.在禁飞区、最大航速和曲率等约束条件下,在滚动时域控制RHC(Receding Hoirzon Control)框架中使用混整线性规划MILP(Mix-Integer Linear Programming)来设计无人机最短时间的航迹,其中引入罚函数来说明从航迹端点到达目标点的估计时间.仿真结果表明,使用这种方法,无人机可以顺利穿过障碍物区域,可以处理确定时间窗口的控制FHC(Fixed Horizon Controller)难于处理的长航程复杂优化问题.     

虚拟多触角探测的高超声速滑翔飞行器再入机动制导

针对高超声速滑翔飞行器再入过程中面对的多约束问题，提出一种基于虚拟多触角探测的路航点规划机动制导策略。该机动制导策略通过飞行器最大转弯轨迹计算速度-剩余地面距离-航向角约束，在分段定点模式中发出多条粗略预测触角，引用触角末端反馈的信息计算优先级以确定临时路航点；同时在机动制导模式中发出精细探测触角，计算触角末端信息优先级，经倾侧角延时滤波器得出控制指令，对飞行器进行机动制导。基于多触角探测的路航点规划机动制导策略，降低了三触角机动制导方法中的计算时间；同时，4种典型禁飞区条件下的仿真结果表明，该策略能够有效稳定地解决机动制导过程中的多约束问题。     

航天飞机三维最优再入轨道及气动加热过程

本文应用现代控制理论研究了航天飞行器三维最优再入轨道和与轨道参数密切相关的气动加热过程。文中选择飞行器迎角和倾斜角作为控制变量,以飞行器气动加热率和飞行过载沿轨道积分最小作为优化性能指标,按极大原理导出最优再入轨道有约束控制的非线性两点边值问题。采用了数值优化方法——共轭梯度法求解有升力飞行器的最优再入轨道及其热过程。文中以允许误差法讨论了权系数和罚函数的选取方法;对不同速度范围研究了不同的加热模型;按热平衡方程与优化轨道同步迭代的方法求得了算例数值结果。算例的数值结果与文献[13]的量值是一致的。     

基于Gauss伪谱法的UCAV对地攻击武器投放轨迹规划

研究无人作战飞机(UCAV)在对地攻击阶段的武器投放轨迹规划问题.针对传统方法在处理复杂的飞行器运动学、动力学约束上存在的困难,提出了一种基于Gauss伪谱法(GPM)的求解策略.首先,为了最大程度地逼近实际飞行环境,对UCAV的气动力特性、发动机推力特性、油耗特性及大气环境特性进行了高精度拟合,并充分考虑了飞行器各种...     

高超声速飞行器再入轨迹多目标优化

针对飞行器再入轨迹多目标优化问题,提出了一种基于粒子群算法与层次分析法的综合求解策略。首先,根据飞行器的动力学模型以及再入约束条件,建立了飞行器多目标优化模型;然后,考虑到粒子群算法只能求解无约束单目标问题,采用罚函数处理飞行过程中的约束条件和优化目标;最后,针对不同约束及目标的权重对再入轨迹的影响,利用层次分析法建立包含主观评估信息的优化模型,采用粒子群算法优化求解满足相应约束条件的再入轨迹问题。仿真结果表明,该方法所生成的优化轨迹具有较高的精度和计算效率,并对设计者的主观需求有良好的体现。     

TSTO运载器一级返场轨迹优化设计与在线生成

对水平起降两级入轨（TSTO）运载器一子级返场轨迹优化和轨迹在线生成问题进行了研究。首先，给出了较独特的一子级再入轨迹设计策略：先给定侧向剖面，再分段优化求解三维轨迹。针对返场过程的大幅转向需求，设计了形式简单的倾侧角-航向角偏差剖面，并定义了具有不同任务的航向转弯段和航向微调段；针对一子级宽速域气动变化显著特点，为避免轨迹跳跃，定义了增高减速段和下降滑翔段，并采用分段优化策略求解三维轨迹。其次，针对分离扰动造成的一子级初始状态偏差，扩展了自适应高维伪谱插值（AMPI）算法的参数空间，并将其应用于返场轨迹在线生成问题。仿真结果表明，设计的倾侧角剖面能够在倾侧角不翻转的前提下调整飞行航向对准着陆场，设计的分段优化策略能够保证高度曲线平稳无跳跃，采用的自适应高维伪谱插值算法能够在分离扰动影响下快速准确地实现在线轨迹生成。     

基于NFTET的高超声速飞行器再入容错制导

针对以X-33为对象的三自由度高超声速飞行器,采用相邻可行轨迹存在定理(NFTET)设计了容错制导律以解决再入段执行器发生故障的轨迹重构问题。在标称情况下采用预测校正算法生成满足再入过程约束和终端约束要求的再入轨迹;当执行器发生故障时,飞行器气动参数、结构和舵面力矩都可能发生不可预测的变化,原先的轨迹不再满足制导要求,因此需要设计新型容错制导律。针对实际再入制导模型,基于NFTET设计容错制导算法对轨迹进行重构,得到满足故障情况下制导任务的可行轨迹。从仿真结果中可以看出,容错制导算法生成的新轨迹重新回到了约束范围之内,轨迹呈收敛趋势,使得高超声速飞行器从故障恢复到正常飞行状态,提高了飞行器的自主容错能力。     

非合作目标交会的双层MPC全局轨迹规划控制

针对空间非合作目标近距离视线交会中的全局最优鲁棒轨迹规划与控制问题,提出了基于高斯伪谱方法（GPM）和线性时变模型预测控制（LTVMPC）的双层模型预测控制（MPC）算法。在轨迹规划方面,以视线坐标系下的相对轨道动力学为模型、能量最少和控制精度最优为性能指标构建最优控制问题,利用GPM精度高、收敛速度快的特点将最优控制问题转化为易于求解的全局非线性规划问题,在MPC框架下求解得到全局最优的标称轨迹,克服了传统的MPC不适用于全局大范围非线性规划的缺点;在轨迹跟踪控制方面,考虑预测时域内状态转移矩阵的时变特性,设计了LTVMPC算法对标称轨迹进行追踪,避免了存在不确定性时轨迹的重规划,从而降低在线计算量,保证算法在线自主实施,并且采用滚动优化的策略使算法对不确定性具有鲁棒性。由于规划层和控制层考虑的约束相同,因此规划的轨迹是可控、可达的。数字仿真表明,在燃料消耗和交会时间等方面,提出的方法均显著优于传统的MPC方法,相较于传统的MPC方法,新算法的交会时间减少50%左右,燃料消耗降低30%以上。