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%。     

高超声速飞行器周期巡航轨迹设计与优化

针对高超声速飞行器,给出了参数建模方法并分析了其气动特性,建立了乘波体外形高超声速飞行器的纵向平面运动学模型;提出了高超声速飞行器巡航段周期轨迹的方案及相应的轨迹优化方法.采用高斯伪谱法解决周期性轨道优化问题,将原有的连续周期非线性优化问题转化为多段离散优化问题,并采用SQP算法求得最优解.仿真结果表明,在巡航航程相同的情况下,周期轨迹比稳态轨迹更省燃料.     

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。     

冲压发动机-飞行器加速过程轨迹最优化研究

为了研究吸气式飞行器加速过程的最优轨迹，针对一个以冲压发动机为动力的超声速飞行器，由起始状态19km(约2.7马赫)至终点状态25km(约6.0马赫)的加速爬升过程，提出了一种考虑发动机推进机理的加速过程轨迹最优化方法。将理想的冲压发动机模型与竖直平面飞行器动力学模型相结合，考虑不启动保护约束，分别定义了最小油耗和最小时间两种轨迹最优化问题，并应用高斯伪谱法进行求解。结果表明，轨迹最优化问题的实质是将发动机比冲和推力性能与飞行器动力学性能进行最优化匹配。最小油耗轨迹较最小时间轨迹增加了30.3%的加速时间，节约了4.7%的燃油消耗。不同的起飞重量对最小油耗轨迹有一定的影响，较大的起飞重量需要飞行器在爬升前获得更大的动压。     

航空发动机超声速巡航性能寻优控制研究

为解决航空发动机在不加力超声速巡航状态的性能寻优问题,提出进气道放气、风扇与压气机导叶角与燃油流量、尾喷管喉道面积五变量的序列二次规划优化调节方案,验证了航空发动机在最大安装推力、最小油耗、最低涡轮前温度三种控制模式时,相比较于传统的不带进气道放气的四变量优化方案,五变量优化方案优势明显,可分别提升最大安装推力7.5%,降低燃油消耗率4.6%,降低低压涡轮前温度1.5%;同时,为满足机载发动机模型自适应要求,建立基于输入端带积分补偿的卡尔曼滤波器的发动机自适应模型,并验证了航空发动机在发生蜕化时,五变量优化方案同样具有全局寻优优势。     

月面远程运输飞行轨迹优化设计

针对月球表面不同区域之间的载人或载货运输问题,设计了一种基于上升-巡航-下降模式的燃料最省飞行轨迹。首先通过求解不同飞行时间的Lambert问题确定了最佳飞行时间,并获得了对应的双脉冲解,然后利用有限推力替代两次速度脉冲,建立了非线性规划问题,求解得到了有限推力燃料最省飞行轨迹。优化设计过程中主要研究了两个主要难点:bang-bang控制与飞行高度约束。这两个问题通过推力加速度与飞行时间的数值延拓得以解决,同时揭示了月面飞行的基本原理。最后给出了3种不同应用场景的仿真算例,仿真结果表明,当飞行时间为小时量级时,上升-巡航-下降飞行模式下的优化解即为燃料最优解,如果飞行距离较远,则还需要适当增加飞行时间从而满足飞行高度约束。     

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。     

求解最优月球软着陆轨道的隐式打靶法

基于间接法思想推导出一种隐式打靶法对月球软着陆轨道优化问题进行了研究。建立月球软着陆轨道归一化系统模型，利用庞特亚金极大值原理将月球软着陆轨道优化问题转化为满足最优必要条件的两点边值问题（TPBVP），采用一种新的时间变量使两点边值问题的终端时刻固定，同时将终端时刻看作状态变量并引入终端时刻的哈密尔顿函数值作为隐式终端条件，提出一种隐式打靶法对含有隐式终端条件的两点边值问题进行迭代求解，从而得出燃料消耗最优的月球软着陆轨道。仿真结果表明，与直接法和混合法相比，隐式打靶法优化精度高，收敛速度快，实现了月球软着陆过程燃料消耗最优。同时应用隐式打靶法求解不同发动机推力值的最优月球软着陆问题，得到燃料消耗最小的最优推重比，可为月面着陆器下降级发动机选型提供参考。     

基于A~*算法的无人机爬升轨迹设计

针对无人机爬升性能,运用A*算法设计了无人机爬升优化轨迹.改进了传统搜索算法,根据控制方式设计了节点生成法则;在生成节点时考虑了发动机性能以及飞行约束,减少了搜索范围,提高了搜索效率;并且分别介绍了时间最优以及燃耗最优两种方式的代价函数计算方法.仿真结果表明,运用该方法设计出最快爬升轨迹和燃耗最优爬升轨迹,其生成的飞行轨迹符合飞行约束条件,能够较全面地满足爬升性能,设计结果比较合理.     

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%。     

组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析

采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案（方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机，方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机）总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%；方案一的起飞推力比方案二高出103%；基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。      

1 种自适应循环发动机亚声速巡航节流性能研究

推进系统亚声速巡航的燃油经济性是决定战斗机作战半径的主要指标。在巡航过程中会因减少发动机推力带来进气道溢流量增加,使推进系统燃油经济性降低。自适应循环发动机如何利用自身变循环特征减小进气道溢流进而提高推进系统燃油经济性是解决这一问题的关键。研究了1种在亚声速巡航状态带可变风扇系统的自适应循环发动机,利用自身变循环特征,实现等流量降低推力的方法。通过对可变几何机构组合调节的研究,获取了等流量节流方案,并分析了发动机在这一过程中的性能和匹配情况。结果表明:这种带可变风扇系统的自适应循环发动机能够在一定推力范围内实现等流量节流,减少进气道溢流量,提升推进系统在亚声速巡航状态的燃油经济性。     

涡轮基组合动力与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计

基于高斯伪谱航迹优化方法,建立了"火箭辅助型涡轮基组合动力"的飞行器/推进系统匹配分析方法,针对地面水平起降、以马赫数5巡航的高超声速飞行器,以巡航航程最远为目标,完成了涡轮基组合动力（TBCC）与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计。研究结果表明：对于可行的TBCC方案（起飞推重比为1.0）,引入合适推力的火箭有助于提升加速爬升段的总效率并降低质量消耗,且对巡航航程有着一定的提升（4%起飞重量推力火箭可增加航程0.97%）;对于不可行的TBCC方案（起飞推重比为0.8）,引入火箭不仅可实现推进系统方案的收敛,且其巡航航程相比可行的TBCC方案最多可增加7.9%。考虑到TBCC较大的"死重"和较低的单位迎面推力对巡航性能的不利影响,结构质量占比为25%的巡航型飞行器建议采用"13%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.7的TBCC "推进系统。相比之下,结构质量占比为55%的加速型飞行器建议采用" 5%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.98的TBCC"推进系统。     

New reference trajectory optimization algorithm for a flight management system inspired in beam search

With the objective of reducing the flight cost and the amount of polluting emissions released in the atmosphere, a new optimization algorithm considering the climb, cruise and descent phases is presented for the reference vertical flight trajectory. The selection of the reference vertical navigation speeds and altitudes was solved as a discrete combinatory problem by means of a graphtree passing through nodes using the beam search optimization technique. To achieve a compromise between the execution time and the algorithm's ability to find the global optimal solution, a heuristic methodology introducing a parameter called ‘‘optimism coefficient was used in order to estimate the trajectory's flight cost at every node. The optimal trajectory cost obtained with the developed algorithm was compared with the cost of the optimal trajectory provided by a commercial flight management system(FMS). The global optimal solution was validated against an exhaustive search algorithm(ESA), other than the proposed algorithm. The developed algorithm takes into account weather effects, step climbs during cruise and air traffic management constraints such as constant altitude segments, constant cruise Mach, and a pre-defined reference lateral navigation route. The aircraft fuel burn was computed using a numerical performance model which was created and validated using flight test experimental data.     

高超声速飞行器并行子空间优化设计

采用正交试验设计方法生成初始数据库,建立二次多项式响应面近似模型,以最大巡航距离为设计目标,机体/推进一体化外形参数和巡航弹道参数为设计变量,对高超声速飞行器进行了多约束多学科的并行子空间优化设计.优化设计获得了多学科融合条件下的最优化外形和弹道参数,可作为飞行器进一步详细设计的参考方案.      

单外涵变循环发动机变几何特性仿真

为了研究单外涵变循环发动机变几何性能收益,建立了一种单外涵变循环发动机总体性能仿真模型,并通过算例验证 了仿真模型的计算精度。根据不同飞行状态的发动机控制规律和最优控制目标,模拟生成3种变几何方案最佳变几何参数以及 最佳节流特性和高度-速度特性。结果表明：在设定的控制规律下,相对发动机常规变几何方案（方案1）,尾喷管、混合器与低压 涡轮导向器可调的变几何方案（方案3）使发动机地面节流状态耗油率降低1.7%～3.0%,超声速巡航推力增大14%～29%,亚声速 巡航耗油率降低0.9%～3.1%,在3种变几何方案中性能收益最大;尾喷管与混合器可调的变几何方案（方案2）使发动机地面节流 状态耗油率降低1.2%～2.2%,超声速巡航推力增大3%～17%,亚声速巡航耗油率降低0.9%～1.2%,在3种变几何方案中性能收 益居中。发动机变几何方案的选择应综合考虑结构复杂度、可靠性、质量等方面的代价与基于特定任务需求的总体性能收益的 平衡。     

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。     

高超声速翼身组合布局的最优巡航配平研究

以一种类似X-34的翼身组合体为初始构型,研究高超声速下的最优巡航。为了获得最佳升阻特性,达到全机的力矩配平,通过改变机头弯度、翼型弯度和机翼扭转角,对机翼、机身进行耦合设计,研究其不同布局参数下的气动特性。与翼身组合布局的再入型可重复使用运载器进行比较,给出了适应临近空间小迎角下高超声速巡航飞行的设计方法。结果表明,所采用的配平设计方法是合理、有效的,得到的优化构型满足了高超声速最优巡航的要求。