RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计

针对火箭基组合动力(RBCC)可重复使用运载器(RLV)轨迹多段、多控制变量、推力与飞行轨迹耦合,飞行轨迹设计困难的问题,提出了基于高斯伪光谱方法的数值优化求解模型和求解方法,并获得满足要求的上升段燃料最省轨迹。将该轨迹分为3部分,分别由引射火箭、亚燃冲压和超燃冲压发动机提供动力,以攻角和燃料秒流量为控制变量,根据轨迹任务和各模态发动机启动及工作条件建立优化模型、设定各段末端和路径约束,利用高斯伪谱法求解最优轨迹并利用特殊方法计算边界控制变量。通过与传统方法所得轨迹的对比表明,所建立的优化模型和方法可快速求解出RBCC运载器上升段最优轨迹,优化结果符合RBCC运载器工作特点。     

多约束航迹规划与跟踪制导律

研究升力式飞行器多约束航迹规划与跟踪制导律设计。考虑到飞行器为满足任务需求规定了一定范围的禁飞区，为确保滑翔段末状态处于中末制导交班窗口内设置了严格的终端约束，导致传统基于最大升阻比、平衡滑翔策略的航迹规划不适用。针对飞行器在不同空域的动力学特性，结合飞行策略预划分手段分段提出不同状态下的攻角、倾侧角剖面，通过优化剖面构型参数将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题，完成多约束航迹规划。最后，考虑到气动不确定性带来的轨迹偏差，利用线性二次型调节器以位移加权误差最小为优化指标完成轨迹跟踪制导律设计，实现对规划航迹的在线纠偏，并通过仿真分析验证所提方法的有效性。     

固推约束下的火星表面起飞上升制导律设计

针对受固推约束的火星上升器(MAV)起飞上升问题,设计了上升段、无动力滑行段、入轨段三段式火星表面起飞上升全过程制导策略。首先,根据实际任务需求进行了上升器标称轨迹优化。其次,在上升段引入了阿波罗制导方法,通过类攻角和类侧滑角的控制实现对标称轨迹的跟踪。为减少上升段末端偏差对无动力滑行段与标称轨迹间误差的影响,提出了一种通过调整倾侧角改变上升器所受气动力进而控制飞行轨迹的技术路线,并设计了相应的滑模制导律。另外,兼顾固推发动机的能量管理需求,针对入轨段设计了Lambert制导策略,并参考标称控制量对其进行修正,使得上升器能够在控制能力有限的情况下完成较高精度的入轨。最后,通过典型场景火星表面起飞上升全过程数值仿真验证了所设计策略的有效性和鲁棒性。     

液体火箭上升段制导方法的发展综述

介绍了液体火箭上升段制导方法的发展历程。从飞行任务需求、控制计算理论、箭载计算平台3个角度，梳理了大气层内外上升段制导的开发背景和驱动力。在大气层外制导部分，介绍了迭代制导、动力显式制导和数值最优制导的工作原理、存在问题和改进策略。在大气层内制导部分，介绍了常用的摄动制导方法和降低气动载荷的减载控制策略，讨论了闭环轨迹优化在大气层内制导中的应用。最后，展望了上升段制导方法未来的发展方向，探讨了数值规划和机器学习技术在上升段制导中的应用前景以及制导方法的几个发展方向，如智能化、可靠数值化等。     

组合动力运载器上升段轨迹智能优化方法

针对组合动力水平起飞可重复使用运载器，开展了上升段轨迹优化模型设计与轨迹优化方法研究。首先，针对跨大空/速域飞行须采用多种动力形式协调工作这一问题，考虑动力/气动/轨迹/指标间的复杂耦合关系，建立了运载器动力和气动模型。其次，为降低轨迹优化问题的求解难度，设计了一种全新的飞行剖面，实现了关键优化参数的提取和攻角约束的自动满足，减少了优化算法需要处理的约束数量。然后，提出了一种改进的粒子群优化(PSO)算法完成求解；在收敛性分析的基础上，引入强化学习机制对PSO寻优过程进行自主智能控制，从本质上提升了PSO算法的求解效率。最后通过数学仿真验证了方法的正确性和有效性。     

地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器参数敏感性分析

火箭冲压组合发动机(RBCC)是火箭发动机与冲压发动机的有机融合,可有效拓展飞行器的速域和空域包线,是未来单级入轨飞行器动力的重要技术途径之一。针对当前RBCC动力单级入轨飞行器存在的结构系数低和投送效率低的问题,提出一种基于新型地面辅助发射的RBCC动力单级入轨飞行器,对该飞行器开展了上升段轨迹设计,并对其主要敏感参数的影响进行了仿真对比分析,结果显示：地面辅助发射可有效规避RBCC发动机低速段引射模态比冲低的问题,并提升单级入轨飞行器的投送效率;起飞弹道倾角、爬升等动压值对单级入轨飞行器的投送效率影响较小,而阻力影响较大;在吸气式模态工作范围,单级入轨飞行器可通过倾侧飞行实现大范围的横向机动,有效拓宽发射窗口。     

吸气式超声速导弹爬升段多约束轨迹优化

针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。     

一种未来大型天地往返运输系统平台气动方案

针对未来低运行成本、可直接水平起降、重复使用的大型天地往返运输系统平台飞行器研制所需重点解决的全速域气动力性能需求与气动热防护匹配等难题,分析了典型航天飞机方案所存在的能量运行缺陷等主要问题及可能的改善方案。基于放宽气动热防护设计、涡轮/冲压/火箭发动机三动力组合、嵌套式旋转机翼全速域变体、在爬升阶段将飞行动能转化为高度势能以及再入阶段“跳跃式”盘旋减速飞行轨迹控制等设计思想,从能量损失速率控制和回收利用等角度出发,开展了一种新型大型天地往返运输系统平台气动布局概念设计研究。全速域气动力/热性能工程估算以及内/外流整体气动效能初步分析结果表明,该方案可有效满足整个飞行包线内的升重平衡需求,相比航天飞机方案具有显著的整体气动效能优势,值得进一步开展深入研究。     

月球软着陆下降轨迹与制导律优化设计研究

对月球软着陆全过程三阶段下降轨迹和制导律进行了优化设计研究,结合工程实际给出了月球软着陆飞行轨迹初步方案。制动段基于均匀球体三维动力学模型,获得一种燃料次优解析制导律;该制导律通过单步优化得到了推力角控制量的解析形式,并在推力角中引入前馈项用以消除近月点初始偏差。接近段采用平面月球模型,利用重力转弯技术,得到了解析形式的最优开关制导律。着陆段以安全性为首要目标,基于垂直降落模型,采用程序控制策略,研究了等效连续变推力制导方法。最后,分别对三阶段下降轨迹和制导律进行了算例分析,给出了软着陆全过程飞行参数变化曲线。结果表明,软着陆下降轨迹和制导律方案的设计和优化是可行的。     

残骸落区对火箭构型影响论证

残骸落区的选择是在运载火箭构型设计时必须首要考虑的设计因素,其设计结果直接关系到落区内人民生命财产安全,因此残骸落区必须避开人口稠密、重要设施区域。然而运载火箭残骸的被动段轨迹与上升段轨道设计直接相关,过近或过远的落区都将影响火箭上升段轨道的设计结果,进而影响运载火箭的运载能力。本文以典型二级火箭论证为例,开展了基于落区约束火箭构型的总体方案优化,运载能力变化充分说明残骸落区对火箭构型论证的影响,为后续构型论证工作的高效开展夯实了基础。     

垂直返回重复使用运载火箭技术分析

结合SpaceX公司近期进行的多次猎鹰火箭一子级垂直着陆返回技术试验,对比分析垂直返回重复使用运载火箭两种返回方式的工程应用价值。首先,建立运载火箭一子级动力返回段弹道设计动力学模型。随后,提出基于H-V飞行剖面分段返回弹道设计方法。然后针对“返回原场”（RTLS）和“不返回原场”(NRTLS)两种垂直返回方式,构建综合考虑上升段与返回段的推进剂耦合作用的一体化弹道优化设计策略。最后,通过数值仿真,对比分析了两种返回方式下的火箭运载能力。结果表明,采用“不返回原场”方式的运载能力损失仅占“返回原场”方式的一半,具有较好的工程应用价值。     

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。     

带落速落角约束的高超声速飞行器俯冲轨迹规划方法

针对高超声速飞行器俯冲段精确打击任务需求,提出了一种能够同时满足落速与落角约束的轨迹规划方法。建立了两段式轨迹规划策略,第一段采用参数化控制剖面调节飞行速度,第二段采用传统偏置比例导引律实现落角控制。将控制剖面的参数设计分解为多参数优化与单参数搜索两个问题：通过离线求解可行初始位置范围最大的多参数优化问题,提高控制剖面对初始偏差的适应性;通过在线求解带罚函数的单参数搜索问题,得到落速偏差最小的俯冲轨迹。结合高超声速飞行器模型,对所提出的俯冲轨迹规划方法进行了仿真。结果表明,该方法能够得到满足落速与落角约束的俯冲轨迹,具有较好的求解效率,且对初始状态偏差具有较强的鲁棒性。     

气动引力辅助的火星自由返回轨道设计方法

为更准确地描述大气飞行过程，提出一种三段式大气飞行模型，将大气飞行段分为下降段、平飞段和上升段，使用大气飞行角和航迹角描述飞行过程，并建立了相应的计算模型。对“地球-火星-地球”、“地球-火星-金星-地球”和“地球-金星-火星-地球”自由返回轨道序列的优化结果表明，三段式模型可以准确描述气动引力辅助过程，同时气动引力辅助技术可以有效提升自由返回轨道性能，如减少转移时间，降低燃料消耗等。     

基于组合优化算法的临近空间飞行器轨迹优化

提出一种临近空间飞行器轨迹优化方法,利用基于支持向量机与遗传算法的组合优化算法,解决多约束条件下的高效轨迹优化问题。首先,建立临近空间飞行器轨迹优化数学模型。然后,通过参数化方法和惩罚函数法将轨迹优化问题转化为约束参数优化问题。在此基础上,提出一种求解无约束参数优化问题的组合优化算法,通过支持向量机对遗传过程中产生的种群进行分类,提高基本遗传算法的计算效率,结合轨迹优化数学模型,给出轨迹优化算法。最后,以临近空间飞行器航程最远轨迹优化问题为例,进行数学仿真分析。仿真结果表明,针对给定的算例,文中提出的方法与基于基本遗传算法的轨迹优化方法相比,计算效率显著提高。     

基于多学科设计优化算法的再入轨迹优化设计

传统的再入轨迹优化问题通常是在气动外形和质量等总体参数给定的情况下建立起来的。所设计的最优轨迹从飞行力学的角度来看是最优的，但从系统角度来看未必是最优的。在总体初步设计阶段，考虑气动外形和质量等其他学科影响的再入轨迹优化对于提高RLV的系统性能无疑具有重要意义。此时再入轨迹优化将是一个静态，动态多学科混合优化问题。以球头双锥的升力体构型RLV为例，以最小化热防护系统质量和最大横向机动距离为指标，采用两种典型的多学科优化算法来研究考虑气动外形、轨迹和热防护系统三个学科的再入轨迹优化设计问题。仿真结果表明多学科优化算法能够用来求解静态，动态多学科混合优化的再入轨迹优化设计问题，是RLV初步外形设计和任务轨迹规划的重要工具。     

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。     

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。