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。     

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。     

高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹分析

提出了一种高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹设计方法,并对弹道特性进行了仿真.首先介绍了高超声速助推-滑翔式飞行器的概念和它的基本弹道轨迹,分析了传统轨迹设计中的不足.然后提出了一种机动程序和发动机短暂点火相结合控制跃起,综合考虑实时精确的空气动力、地球引力以实现跳跃式飞行的弹道轨迹设计方法,并在机动控制程序不变时对点火次数、点火高度和推力大小进行了弹道仿真分析.仿真结果显示了该方法的可行性、整体设计上的优势以及在增大射程、提高突防能力上的性能优势.     

TBCC飞行器发动机尺寸选型及爬升策略设计

针对临近空间高速飞行器爬升航迹问题,提出了一种涡轮冲压组合发动机尺寸选型的依据和一种固体火箭助推器辅助加速的爬升策略。以本文设计的一型临近空间高速飞行器为原型,基于hp自适应Radau伪谱法开展爬升航迹优化研究,将最优控制问题转化为非线性规划问题,以爬升消耗燃料质量最小为目标,利用序列二次规划算法求解最优航迹。在此基础上,分析了涡轮冲压组合发动机尺寸选型和采用固体火箭助推器加速爬升策略对爬升航迹和巡航航程的影响。结果表明,选取合理的发动机尺寸和助推器辅助爬升策略,均可有效减少飞行器爬升消耗燃料质量,提升巡航航程。     

飞行末区目标可攻击性算法研究

在距离目标区（点）较近的末区集中了敌方的大部分防空力量和重点火力部署等众多军事设施，它们对于低空飞行，马赫数小于1的飞地器具有很大的威胁，分析了末区存在的各种约束条件及它们对飞行器飞行的影响，用爬升（下滑）半径约束代替法向过载约束来进行飞行器纵向机动飞行的高度控制，并给出了在诸多的约束条件下目标可攻击性的算法，最后利用等高线地形图进行了仿真验证。     

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。     

最优再入机动的升力控制

本文应用格林理论来分析再入机动的最优升力控制。在最大升力有限制的情况下,在规定的起始高度和最终高度之间,以及规定的飞行再入角的条件下,控制高速飞行器的再入。要求极值的性能指标是最终速度、机动距离、机动时间或热输入。再入机动采用线性控制,且最优机动包括改变升力产生的下降或上升弹道。推导出运动方程的解析解,确定再入起始点的位置和各段弹道的次序。     

国外巡航导弹防御的发展动态

巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置,即利用大气中的氧气作为氧化剂,从而节省导弹燃料,减轻导弹重量,实现远距离飞行。从发射到命中目标,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下,发动机推力约等于空气阻力,气动升力约等于飞行器重量,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于50米,海射对地型的最低巡航高度为50～250     

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。     

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。     

高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点.简要介绍了高超声速秉波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速秉波体飞行器构型的进一步发展提出了设想--采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面.     

国外巡航导弹防御的发展动态

巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量 ,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置 ,即利用大气中的氧气作为氧化剂 ,从而节省导弹燃料 ,减轻导弹重量 ,实现远距离飞行。从发射到命中目标 ,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程 ,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下 ,发动机推力约等于空气阻力 ,气动升力约等于飞行器重量 ,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于 50米 ,海射对地型的最低巡航…     

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。     

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...     

日本的大机动实验飞行器

日本宇宙科学研究所(ISAS)目前正在研制大机动实验飞行器(HIMES)。该飞行器带火箭发动机,可垂直起飞进入弹道轨道,然后再入大气层,进行滑翔,水平着陆。因而叫做弹道飞行不载人可完全重复使用的单级有翼飞行器。 HIMES采用高燃烧压力的液氢液氧火箭发动机,可将500公斤以上的有效载荷带人250公里高空,并能在空中悬停。HIMES的发射总重量为13.8吨,结构重量(即除去燃料和有     

高超声速跳跃式飞行器弹道特性分析与优化设计

对高超声速跳跃式飞行器的弹道特性与参数优化问题进行了讨论。首先介绍了高超声速跳跃式飞行器的概念与基本特征,接着详细分析了初始弹道倾角、初始速度、配平升阻比和初始质量对周跳弹道特性的影响,然后运用NSGA\|II算法实现了同时以飞行时间最短和能量最省为性能指标的弹道参数优化设计,最后通过与传统的定常巡航飞行进行比较说明了跳跃式飞行方案具有节能、快速抵达等优点。结果表明,上述方法适用于高超声速跳跃式飞行器的方案论证与初步设计。     

多约束下的导弹螺旋机动制导控制一体化设计

针对导弹在俯冲机动突防飞行过程中攻角及落地弹道倾角受到约束的问题,基于自抗扰控制(ADRC)及反步滑模控制(SMC),提出一种多约束条件下的导弹螺旋机动制导控制一体化设计方法。首先,基于典型的螺旋机动突防弹道,同时考虑纵向平面指定落角约束,分通道进行制导控制一体化数学模型推导。然后,使用反步滑模控制进行制导控制一体化算法设计,通过设计补偿器对反步法的中间控制量进行修正实现对攻角的约束,针对系统的有界不确定性以及未知干扰,采用干扰观测器进行估计与补偿,提高系统的鲁棒性。最终使用Lyapunov理论证明了系统稳定。仿真结果表明,本文方法具有较强的鲁棒性,能够保证飞行器在满足攻角约束的条件下,按照典型螺旋机动弹道对目标进行大落角高精度打击。     

全程大气层内助推-滑翔弹道优化设计

提出了一种全程大气层内助推-滑翔弹道优化设计方法,通过在助推段进行弹道快速压低的方式,将助推-滑翔式飞行器的弹道顶点控制在大气层内,为实现空气舵稳定控制提供了条件;中段采用最佳升阻比攻角进行滑翔,以实现最大滑翔射程;引入比例导引计算指令过载和高度控制指令过载的比较,实现末制导弹道的平滑衔接,有利于导引头捕获跟踪目标及下压垂直对目标进行攻击。     

高超声速飞行器操纵性/控制律一体化设计方法

高超声速飞行器主要飞行阶段包括助推分离段、巡航段和下降段,在分离段操纵面的任务是快速抑制分离扰动,而巡航段主要用于高精度姿态控制。针对分离段和巡航段对舵面操纵性要求差别较大的特点,本文探讨从满足控制要求的角度对操纵面尺寸进行优化设计的方法,即操纵性/控制律一体化设计。采用最优控制方法对飞行器自动驾驶仪增益进行优化,并基于多目标遗传算法的并行子空间优化方法,得到了高超声速飞行器最优舵面外形尺寸和相应的控制律。仿真结果表明,最优舵面在分离段能够快速抑制分离扰动对飞行器姿态的影响,并将飞行器姿态迅速调整到发动机点火窗口;在巡航段能够快速抑制阵风干扰对飞行器姿态的影响,稳定飞行器姿态,为高超声速飞行器操纵性设计提供了依据。     

以RBCC为动力的巡航飞行器有效载荷质量敏感性分析

基于飞行轨迹及质量分析数学模型,对以RBCC为动力的巡航飞行器有效载荷的敏感性进行了分析,主要考虑了发动机比冲、发射马赫数、发射高度、模态转换点(转换马赫数)及惰性质量系数等对有效载荷质量的影响。分析结果表明,提高发射马赫数和发射高度、增加发动机比冲、降低模态转换马赫数及飞行器惰性质量系数有利于提高巡航飞行器的有效载荷质量。其中有效载荷质量对惰性质量系数最敏感,当惰性质量系数分别减小7.3%和增大7.3%时,有效载荷质量的增大量和减小量将分别达到58%和103.7%。