高超末段机动突防/精确打击弹道建模与优化

针对高超声速飞行器再入末段机动突防、精确打击问题,从最优控制角度出发,提出了一种考虑拦截弹动力学特性的最优机动突防弹道优化方法,获得了高超声速飞行器的最大机动能力。该方法将拦截弹运动模型引入突防弹道优化的模型中,通过施加约束限制拦截弹按照比例导引律飞行。根据飞行任务和交战双方的弹道特点分段,结合各段的任务和特性,分别提出了突防性能指标和精确打击性能指标等,并通过加权函数将各个独立、矛盾的性能指标统一,建立了多对象、多段、多约束机动突防弹道优化模型,采用Radau多段伪谱法（MRPM）进行求解。针对该问题求解的初值敏感、可行域窄等问题,提出了一系列弹道优化策略,提高了收敛速度和求解精度,最终获得了最优机动弹道,并通过协态映射原理对其最优性进行了验证。结果表明,该方法能充分发挥高超声速飞行器的机动能力,获得满足落点精度要求的突防弹道,相对已有方法,将脱靶量提高了1~2个量级。灵敏度分析表明,该弹道对拦截弹的发射时间不敏感。      

考虑射程损失的高超声速飞行器突防弹道分析与设计方法

研究了高超声速飞行器突防机动造成速度损失进而影响射程的问题。高超声速飞行器在面对拦截威胁时需要靠自身机动进行躲避,而机动躲避将会使得飞行状态产生偏离,进而影响高超声速飞行器射程。针对此问题,首先分别建立弹道式和滑翔式高超声速飞行器运动学和动力学模型,然后考虑突防机动过程中造成的速度、弹道倾角等弹道参数变化,分别对弹道式和滑翔式高超声速飞行器的射程与弹道参数关系模型进行构建,得到突防机动-射程变化关系。之后, 通过数值仿真对突防机动-射程变化二者之间的关系进行验证,结果表明弹道式和滑翔式高超声速飞行器的机动均会导致射程变化,且变化规律与理论分析基本一致,验证了所提出突防机动-射程变化模型的正确性和有效性。最后,基于突防机动-射程变化模型,针对两种高超声速飞行器分别给出对射程变化影响较小的突防机动策略,为提升飞行器飞行性能提供理论和方法基础。     

基于代理模型的高超声速飞行器协同优化设计

建立了类X-51A高超声速飞行器的多学科模型,包括外形、气动、推进、质量、热流、弹道等学科.采用多学科设计优化(MDO, Multidisciplinary Design Optimization)方法中的协同优化(CO, Collaborative Optimization)进行了计算,计算流程中构建了两个子系统优化器与弹道学科的代理模型,使用代理模型替代了计算耗时的真实模型.同时为了对比,采用了多学科可行法(MDF, Multidisciplinary Feasible Method)进行了优化计算.结果表明,二者的优化结果基本一致,优化之后的飞行器质量比初始构型飞行器降低了15.2%,航程提升了63.5%,并且使用代理模型后计算效率也得到了很大的提升.验证了基于代理模型的协同优化方法应用于高超声速飞行器设计中的有效性.     

基于差分进化算法的再入可达域快速计算

针对高升阻比高超飞行器再入可达域计算问题,提出了基于差分进化算法和倾侧角插值相结合的混合求解方案。通过设计罚函数和适应度函数极值化将再入过程等式约束和不等式约束添加到优化指标。为了减小参数化倾侧角剖面的搜索空间,利用带约束的差分进化算法求解满足再入过程约束和终端约束的再入轨迹。在分别得到最大横向航程和最大纵向航程的倾侧角剖面后,利用插值法快速生成倾侧角指令集,进而实现再入可达域的快速计算。以高升阻比飞行器CAV-H为对象,设计仿真算例,结果表明,该混合优化求解方案易于实现且具有良好的可操作性。     

基于差分进化算法的再入可达域快速计算#br#

针对高升阻比高超飞行器再入可达域计算问题，提出了基于差分进化算法和倾侧角插值相结合的混合求解方案。通过设计罚函数和适应度函数极值化将再入过程等式约束和不等式约束添加到优化指标。为了减小参数化倾侧角剖面的搜索空间，利用带约束的差分进化算法求解满足再入过程约束和终端约束的再入轨迹。在分别得到最大横向航程和最大纵向航程的倾侧角剖面后，利用插值法快速生成倾侧角指令集，进而实现再入可达域的快速计算。以高升阻比飞行器CAV H为对象，设计仿真算例，结果表明，该混合优化求解方案易于实现且具有良好的可操作性。     

动力增程型高超声速飞行器的再入轨迹规划

为研究飞行过程中的动力装置启动时刻及燃料消耗情况，对轨迹进行优化，进而提出一种动力增程型弹道的再入模式。推导Sanger弹道的解析解，分析得到高超声速飞行器再入航程最优所必须的迎角及初始速度取值条件等相关前提，利用该结论设计动力装置的启动方式使航程最远、燃料利用率最大。将轨迹设计为Sanger弹道和拟平衡滑翔弹道相结合的混合弹道:再入前期利用助推器间隔点火的方式形成等高类周期跳跃弹道以保证足够远的航程; 再入后期采用拟平衡滑翔弹道，将最优控制问题转化为复杂多约束非线性规划问题，性能指标综合考虑了轨迹平滑和航程。仿真实现了所提出的动力增程型再入弹道; 并在燃料充足、弹道倾角取值合适的条件下，得到“打水漂”弹道形式，该弹道能量损失极慢，具有足够远的飞行能力。仿真表明，与不同点火方式及求解方法得出的弹道相对比，所提动力增程型再入弹道具有3.47~3.84倍的航程、1.04~1.18倍的末端动能以及4.47~15.79倍的燃料利用率。      

基于智能图搜索的滑翔式高超声速飞行器路径规划方法

研究了高超声速飞行器在线路径规划问题。首先建立滑翔式高超声速再入飞行器动力学模型,在此基础上综合考虑高超声速飞行器在飞行过程中的动压约束、热流约束、过载约束等,对动力学模型进行解析计算,分析再入走廊,并进一步分析形成滑翔式高超声速飞行器的覆盖区域。基于飞行器覆盖区域并结合工程应用需求,提出速度分段的高超声速飞行器可达区域计算方法,确定在不同终端速度约束下的高超声速飞行器可抵达区域。并以此为基础,以各个速度分段的终端速度为节点,提出基于启发式路径搜索算法的分段路径规划方法,通过变步长图搜索算法可在飞行过程中在线确定各个速度分段区间的终点,完成分段路径搜索规划。最后通过数值仿真验证了所提出路径规划方法的有效性,结果表明,所提出的方法计算效率高,能够有效规划高超声速飞行器的机动飞行轨迹,具有一定的工程应用前景。     

基于特征模型的再入飞行器制导律设计

研究了一种大升阻比的高超声速飞行器的再入制导问题．应用基于特征模型的自适应控制理论,提出了一种跟踪参考阻力加速度的制导方法,同时通过跟踪飞行方位角,来修正飞行器侧向航程．这种基于特征模型的自适应控制方法不需要通过数据拟合来获得气动升力与阻力的解析表达式,克服了飞行器在再入飞行中,气动数据不断变化时造成的困难．通过跟踪飞行方位角来修正倾斜角指令,可以获得比倾斜角翻转方法更精细的对侧向航程的控制能力．六自由度仿真结果表明,文中设计的制导方法可以达到调整侧向航程的目的,但其代价是损失总航程．     

高超声速再入飞行器气动布局多目标优化

气动布局的多目标优化是飞行器设计中的关键技术。提出一种新的高超声速再入飞行器气动外形参数的多目标优化方法,证明外形优化对高超声速流下飞行器性能的影响。通过实例仿真对飞行器所受阻力和升力对制导性能影响进行详细验证分析,将飞行器落点圆概率偏差、末速大于500 m/s的占比、最大飞行过载小于60g的占比这3个性能指标作为优化目标,将升力特性作为中间参数,将气动布局优化问题分解为2个子问题,通过基于搜索算法的升力特性优化和基于改进的模拟退火算法的外形参数优化,减少优化计算时间、提升计算效率、实现对飞行器主体和襟翼的气动布局优化、获得高超声速流下的最佳飞行器外形。仿真结果表明：在确定的约束条件下,优化算法增加了飞行器在超音速流下的气动升力,有效提高了升阻比。在不影响最大飞行过载的前提下,优化后的飞行器表现出更高的气动性能,显著提升了命中精度,同时末速也满足指标要求,制导系统性能得到有效改善。     

不确定条件下高超声速俯冲弹道鲁棒优化

针对俯冲段不确定性因素所导致的弹道偏差和落点精度问题,研究了一种增强弹道抗干扰能力的高超声速滑翔飞行器俯冲攻击鲁棒弹道优化方法。首先建立了考虑模型偏差、阵风干扰等不确定性因素的滑翔飞行器俯冲段运动数学模型;其次,推导了不确定条件下滑翔飞行器运动模型的雅各比矩阵解析表达式,得到了基于线性协方差分析法的系统误差传播方程;最后,建立了不确定性条件下的俯冲段弹道优化模型,并应用高斯伪谱法对该弹道优化问题进行求解。仿真结果表明,与不考虑不确定性因素影响的弹道优化方法相比,本文方法可有效提高高超滑翔飞行器俯冲弹道抗干扰能力,且抗干扰能力随着权重系数值的增大而增强。     

面向狭小空间的起落架收放轨迹智能设计方法

扁平化气动外形是高超声速飞行器获得较高升阻比的优先布局，但该外形严重约束了起落架的收藏空间，常规机构很难满足要求，只能采用复杂机构的三维运动实现起落架的窄空间收放。然而，当前主流的计算机辅助设计迭代试凑法在解决空间机构设计问题方面非常依赖工程经验，耗时耗力且很难得到最优结果。为解决这一问题，创新性地提出基于智能优化算法的起落架复杂机构自主设计方法。首先，分析并建立起落架收放机构的运动学理论模型；然后，建立起落架结构间距离描述及碰撞检测模型，并运用深度神经网络自主设计起落架收放机构的最优运动轨迹；最后，以某狭窄舱段的起落架收放策略设计为例，应用该设计方法进行设计。结果表明:所提设计方法可以快速得到最优的起落架收放机构设计方案，可用于指导高超声速飞行器起落架收放机构的设计。      

高超声速飞行器多段弹道协作优化

利用协作优化方法求解了高超声速飞行器多段弹道整体性能最优问题.将高超声速飞行器在垂直平面的弹道分成多段,对引入段、滑行段、下降段进行了优化设计,期望引入段终端时刻速度最大、滑行段距离最远、下降段时间最短.把3段弹道当成3个学科,以攻角和各段的初始状态作为输入,以末端状态作为输出.开发了并行协作优化设计软件coplatform,并求解多段弹道的整体最优解.其计算结果与all in one方法和全局敏度GSE(Global Sensitivity Equations)方法求得的结果一致,也验证了协作优化方法的有效性.      

阻力和升力加速度指令快速解析与跟踪制导

针对升力式飞行器的滑翔段制导问题,提出一种阻力和升力加速度指令在线快速解析与跟踪制导方法。通过一维质点运动学解析并加权直接得到阻力加速度指令。引入虚拟目标和伪视线角的概念,将比例导引应用于滑翔段得到升力加速度指令。利用阻力加速度和攻角的单调性关系, 通过改变攻角跟踪阻力加速度指令。倾侧角用于辅助跟踪阻力加速度指令,满足给定条件后切换至跟踪升力加速度指令。航迹方向角的控制通过倾侧角按反转走廊边界改变正负号实现。动压、热流、过载等约束可通过相关敏感参数的设计得到满足。所提方法不依赖参考轨迹和攻角剖面,计算量小,可实现对终端速度和终端高度的高精度控制。      

航天飞机机翼外形优化的初步设计方法

介绍了在满足高超音速再入横向机动航程，高超音速再入飞行时的升阻比，亚音速进场飞行时的升阻比，纵向静稳定性裕度和水平着陆速度等飞行性能设计要求下，用罚函数法寻求使航天机机翼质量为最小的我形优化方法并给出了算例。     

考虑随机干扰的高超声速滑翔飞行器轨迹优化

为解决高超声速滑翔式飞行器具有干扰不确定性的再入轨迹优化问题,提出了一种基于广义正交多项式方法的随机轨迹优化数值求解方法。针对随机干扰,基于广义正交多项式方式对其分布进行采样,形成采样空间,而后将每个采样值代入确定性轨迹优化问题中进行反复迭代求解,得出观测值的样本空间,并计算其期望、方差和协方差,估计输出值。以最大纵程为代价函数对具有随机干扰的高超声速滑翔式飞行器最优轨迹进行了数字仿真。仿真结果表明,基于广义正交多项式的随机轨迹优化方法能够有效处理随机干扰对轨迹优化问题的影响,与蒙特卡洛法相比计算效率大大提高。     

一种末端能量管理段结合PD控制的 标称轨迹制导律

摘要： 为了提高制导律的精度和适应性,针对大升阻比再入飞行器的末端能量管理段(TAEM段)的飞行特性,提出一种飞行轨迹制导律.该方法的制导律由标称制导指令和PD控制指令两部分组成,标称制导指令由离线生成的标称轨迹的几何特性结合飞行器的飞行状态实时生成,PD控制指令则由飞行器当前飞行状态与期望飞行状态的误差计算生成.该方法经数学仿真表明,具有较好的控制效果.     

折叠式变体飞行器轨迹优化及控制分析

针对临近空间高超声速飞行器存在的问题，设计了一种折叠翼飞行器，可以通过折叠机翼来适应各种飞行状态，保持最优的气动特性。并针对临近空间滑翔式高超声速的特点，采用高斯伪谱法对固定翼飞行器和折叠翼飞行器的轨迹优化，通过将折叠翼飞行器与传统固定翼飞行器在射程能力、规避热流能力方面进行对比，提出了一种综合目标的轨迹优化思想。设计的折叠翼飞行器相比传统固定翼飞行器性能更加优越，更适合临近空间环境，提高了17.67%的航程，减少了热流率峰值的35.72%，并通过控制系统的设计和仿真加以验证，仿真结果表明变体飞行器机动能力相比固定翼飞行器有了显著的提高。     

基于伪光谱方法月球软着陆轨道快速优化设计

根据软着陆轨道的特征和优化算法的特点,对探月器软着陆轨道状态方程进行合理的转化处理,使其更适合优化数值解法求解。在此基础上,使用伪光谱方法将软着陆轨道优化问题转为一个约束参数优化问题,然后采用乘子法处理约束条件,采用变尺度法求解处理后的参数优化问题,仿真结果表明此方法具有收敛速度快、对初始控制量不敏感、鲁棒性强的优点。     

高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究

采用数值模拟方法研究在设计点(马赫数6,迎角0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性,以及在非设计点时该乘波体的气动特性,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性.研究表明:基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时,可得到乘波体最大升阻比为3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案;分析提出了进一步提高该乘波体气动布局升阻比的有效途径.