吸气式高速飞行器爬升-巡航轨迹在线优化

针对吸气式高速飞行器的大气层内爬升和巡航飞行段,进行了在线轨迹优化设计。与传统的爬升段结合定高定速巡航轨迹形式不同,采用优化的方法得到的轨迹能够保证性能指标的最优性。首先,将轨迹优化问题建模为非线性最优控制问题,控制量包括攻角、倾侧角以及燃油当量比。然后,对问题的非线性进行了处理,将变量进行离散化,得到凸优化问题。分析了飞行器的气动和推力特性,设计了优化变量的初始参考。最后,设计算法的外环迭代策略,将每一次求得的解作为参考轨迹进行下一次迭代计算。数值仿真结果表明,该方法能够解决吸气式高速飞行器爬升巡航段轨迹优化问题,并且求解时间满足在线轨迹优化要求。     

超声速巡航飞行器纵向机动弹道设计技术研究

以吸气式冲压发动机为动力的超声速巡航飞行器,其全程在大气层内飞行,飞行弹道易受到发动机性能、风干扰以及气动等偏差因素的影响。而其弹道采用爬升、巡航、下压和超低空巡航飞行相结合的方式,弹道跨度大。本文对其纵向机动弹道进行了研究,提出了用样条函数作为高度调节规律,采用过载控制方法,实现飞行器纵向通道的机动飞行并平滑过渡。最后以典型工况为例进行数学仿真,结果表明该方法能很好的满足超声速巡航飞行器高度控制任务需求,并且爬升/下压时间短、稳定性好。     

固体火箭发动机特性对空射滑翔式弹道飞行器性能影响分析

为研究空射滑翔式弹道飞行器固体火箭发动机特性对飞行器综合性能的影响,构建了基于序列二次优化法(SQP)的弹道优化模型,设计了多套不同推力形式、不同特性参数的固体火箭发动机方案。通过开展空射滑翔式弹道飞行器弹道仿真分析,获取了不同动力特性下的最优爬升攻角变化规律,对比分析了相关弹道特征指标。结果 表明:采用长时间-小推力...     

吸气式高超声速飞行器爬升段关键任务点的鲁棒优化

针对吸气式高超声速飞行器爬升段飞行任务，考虑飞行器气动/推进特性及参数不确定性问题，采用鲁棒优化思路，结合巡航性能指标，优选了飞行器爬升段的关键任务点。首先，由能量状态法结合发动机工作约束，确定了飞行器的爬升起始任务点；其次，依据飞行器巡航性能分析方法，提出了兼顾气动/推进效率的性能指标，优化得到了高超声速飞行器爬升末端任务点；最后考虑飞行器质心位置的不确定性，采用鲁棒优化方法确定了爬升段末端的飞行任务窗口。仿真结果表明，设计的优选流程快速可行，飞行任务窗口能同时满足飞行器的巡航飞行性能要求及不确定性最坏情况的约束，具有较强的鲁棒性。     

基于hp自适应伪谱法的多脉冲导弹弹道优化设计

针对多脉冲导弹非连续助推的特点,基于hp自适应伪谱法研究了多约束多阶段的弹道优化设计问题。结合多脉冲导弹的工作过程,给出了弹道的分段准则,在考虑过载、动压及终端弹道参数等约束条件下,建立了运动学模型以及多约束多阶段全弹道优化模型。为解决Radau伪谱法处理复杂优化问题时存在的局限性,提出了一种基于hp自适应伪谱法的求解策略,对其最大射程的弹道进行了优化设计,并与传统的最大升阻比方案所得的结果进行了比较分析。仿真结果表明,该方法能有效解决多脉冲导弹弹道优化问题,射程比最大升阻比方案提高了7.8%,研究结果可为多脉冲导弹的弹道总体设计提供参考。     

发动机喷流对飞行器飞行姿态影响的研究

针对某型导弹的实际飞行结果，在对立了合理的发动机推力模型及喷流模型的基础上，采用多学科的一体化仿真方法，重点研究了发动机喷流干扰对该型导弹飞行性能的影响。结果表明发动机喷流与发动机推力偏心及偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生显著影响，在飞行控制系统的仿真研究与参数整定中应综合考虑这些因素。     

基于Gauss伪谱法的临近空间飞行器上升段轨迹优化

综合考虑密度变化、声速变化、发动机推力变化及地球引力等因素对飞行轨迹的影响,研究了与实际飞行环境更加相符的临近空间飞行器燃料最优爬升轨迹。针对该问题在气动数据处理和优化求解上存在的困难,提出一种基于Gauss伪谱法(Gauss Pseudospectral Method,GPM)的求解策略。首先,依据气动数据特点,设计拟合模型对气动参数进行高精度拟合;其次,为避免间接法和传统直接法的缺点,将Gauss伪谱法和序贯二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)相结合,对存在边值及加速度约束的轨迹优化问题进行求解,获得最优飞行轨迹。仿真结果表明,在更为真实的飞行环境下,利用GPM和SQP相结合的方法可在5.83s获得一条精度为10-4～10-6左右的飞行轨迹。     

吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹优化

针对吸气式高超声速巡航飞行器建立了纵向平面内的二维轨迹优化模型(包括火箭助推段和吸气式飞行段),其中大气模型、气动力模型和发动机模型均建立了比较详细的模型,能够比较全面、准确地描述吸气式高超声速巡航飞行器的特征;基于配点法建立了适用于高超声速巡航飞行器助推-巡航轨迹优化的方法,在求解非线性规划时引入了规范化处理、稀疏分析和偏导数计算方法等,以提高优化效率;对吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹进行了优化研究,分析了典型设计参数变化对最优轨迹的影响。仿真结果表明:所建立的方法能够快速、高精度求解吸气式高超声速巡航飞行器轨迹优化问题,并且能够方便地分析设计参数变化对最优轨迹的影响,可用于吸气式高超声速飞行器飞行剖面设计与优化。     

基于全模式遗传算法的导弹/固体冲压发动机一体化优化

在综合考虑固体火箭冲压发动机设计、导弹气动特性和外弹道关系的情况下,详细分析了各设计变量,并建立了空空导弹总体／冲压发动机一体化设计优化模型。针对在优化过程中遇到的无显式约束问题,提出了一种高效全模式遗传算法,并分析了其收敛性。计算结果表明,与其它算法相比,全模式遗传算法具有极强的全局寻优及高速收敛能力：一体化优化设计优于工程设计方法,可有效提高导弹总体性能。     

空天飞行器六自由度数学建模研究

研究了空天飞行器超声速和高超声速飞行条件下六自由度仿真模型,该模型包含了完整的六自由度动力学方程和运动方程。气动力和力矩系数是迎角、马赫数及控制舵面偏角的函数;发动机模型为吸气发动机和变推力火箭发动机的组合推进装置;飞行器的质心;惯性矩是飞行器质量的时变函数。所得结果可以用于未来高超声速飞行器或新一代单级入轨运载器轨迹优化、姿态控制等问题的概念设计和仿真研究。     

弹道变轨对冲压动力反舰导弹的影响

反舰导弹防御技术的发展使反舰导弹已面临新的挑战,迫切需要通过隐身技术、变轨技术、电磁对抗和超声速飞行等技术来提高突防和打击效能,而变轨技术和超声速飞行直接与冲压动力装置相关。在论述变轨技术的基础上对冲压动力约束问题进行了对比分析,讨论了不同参数的影响和动力装置的限制因素。     

一种不依赖剩余时间估计的巡航导弹多约束制导律

针对巡航导弹末段多约束精确打击问题,提出了一种不依赖剩余时间估计的攻击角度/时间制导律。推导了航向弹目相对运动关系,设计了一种基于附加航向角设计的时间约束制导律,通过对时间增益系数的设计和优化,实现附加航向角的调节,可使实际飞行时间向期望时间快速收敛;在此基础上,将角度约束制导律与时间约束制导律相结合,得到了一种角度/时间约束制导律。该制导律不依赖于剩余时间估计,进而实现多约束条件下航向轨迹自适应调整;通过求解偏置导引律闭环轨迹分析得到轨迹收敛条件,给出满足角度/时间约束制导律的显式收敛条件。最后通过数学仿真验证了本文提出的航向多约束制导律可满足时间和角度等多约束条件且具有快速收敛特性。     

机动再入飞行器主动段再入点约束闭路制导研究

基于机动再入飞行器再入制导段控制条件荷刻和难度大，必须为飞行器创造最佳的再入条件。本文对具有再入点约束的主支段闭路制导律进行了研究。根据飞行器椭圆弹道的性质、飞行器再入条件、球面几何和不动点原理给出了理想弹道的计算算法。为使飞行器能在主动段很快地进入到理想弹道上，系统采用了非线性的推力向量控制及预测制导方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统的设计与仿真，表明该制导系统使飞行器全程飞行有很好的飞行性能。     

固体燃料冲压发动机推力平稳性及飞行稳定性分析

分析了固体燃料冲压发动机中燃面退移速率的影响因素,建立了燃面退移速率仿真模型。在此基础上,建立了固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型。采用该模型对固体燃料冲压发动机超音速巡航导弹的推力平稳性和飞行稳定性进行了分析。分析结果表明,选择适当的发动机设计参数能确保推力随时间的变化最小;发动机能根据巡航导弹飞行高度和速度的变化进行调整,使巡航导弹维持在设计点飞行。     

吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。     

RBCC引射/亚燃模态过渡点选择

以RBCC推进系统为动力的飞行器设计流程出发,建立了考虑发动机工作的限制条件的引射和亚燃模态性能评估方法,研究了不同燃料条件下发动机引射和亚燃模态下比冲和推力系数随飞行弹道的变化规律,提出了基于比冲最优、推力变化最小的模态过渡点选择方法;结合某一具体飞行任务的典型弹道,获得了在飞行马赫数为2.6±0.1、飞行高度为11.7～12.9 km范围内进行引射/亚燃模态过渡最佳的结论.     

飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较

综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。     

基于OPTIMUS的临近空间飞行器再入轨迹优化设计

针对临近空间飞行器再入飞行受到热流率、动压和过载等多约束情况下的轨迹优化问题,提出了基于OPTIMUS优化软件平台搜索初值的编程求解方案。首先根据再入飞行动力学原理建立数学模型,并合理简化,应用最优控制理论设计滚转角控制律;然后利用OPTIMUS软件平台搭建系统工作流程,进行试验设计并建立响应面模型,通过平台集成的优化算法寻找初值;最后结合不同优化算法的优点,基于遗传算法加模式搜索法编写程序求解轨迹。结果表明,基于OPTIMUS分析所设计的轨迹优化方案,可以快速确定较为准确的初值,计算效率显著提高,且能够保证较高精度。     

基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化研究

参考飞机/发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型.简述了超声速飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的质量组成以及冲压发动机安装模型.利用高超声速飞行器的升阻特性,对超声速飞航导弹的升阻特性进行了预测.分析了冲压发动机性能、导弹升阻比对导弹发射总重的影响.约束分析和任务分析的计算结果表明,所建立的一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的.     

适应于RBCC运载器的轨迹优化建模研究

根据RBCC动力系统工作原理,分析了RBCC运载器上升段轨迹特点和设计矛盾。针对此类飞行器工作模态多、冲压模态约束条件复杂、传统优化模型无法求解其全局最优解的问题,以Radau伪谱法为基础,建立了基于混合积分变量的全程最优轨迹求解模型,并引入连接条件模型。该模型可以有效处理RBCC运载器多段飞行轨迹约束条件,克服了传统建模方法的不足。采用50km、Ma8运载任务算例校验优化模型,优化结果显示,所研究模型符合RBCC运载器工作特点和任务需要,可快速求解此类运载器上升段最优轨迹。