基于特征参数的吸气式高超声速飞行器上升段轨迹优化

针对吸气式高超声速飞行器上升段轨迹优化问题,提出并研究了基于特征参数的轨迹优化方法。首先,建立了吸气式高超声速飞行器动力学模型,给出了气动力和推力模型。根据上升段轨迹特性,建立了基于指数函数和多项式的控制变量的取值模型。该模型取决于若干特征参数,从而将一个求解泛函的最优控制问题转化为求解特征参数的非线性规划问题,并采用序列二次规划算法求解。针对初值敏感性,提出了基于遗传算法的初值选取方法,以及基于物理意义的手动选取方法。     

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。     

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.     

采用利希滕贝格图的高超声速飞行器轨迹优化

针对复杂约束条件下高超声速飞行器再入轨迹优化问题,提出一种混合算法进行求解,以解决现有轨迹优化方法对初值的强依赖性以及易陷入局部最优等问题。将高超声速飞行器再入轨迹优化建模成一个非线性规划问题,并设计双层优化结构进行求解。上层中,提出一种基于利希滕贝格图的自适应分段利希滕贝格算法（Adaptive piecewise Lichtenberg algorithm,APLA）,为高斯伪谱法提供良好的初值。APLA通过引入拉丁超立方体抽样提升算法初始触发点的效能,引入全局至局部搜索分段策略及自适应因子提高算法收敛速度和收敛精度,改善算法易陷入局部最优等情况。下层中,高斯伪谱法在最优解附近具有较好的收敛速度和较高收敛精度,因此使用高斯伪谱法以加快搜索过程,提升解的全局最优性。综上,提出再入轨迹优化混合算法（APLA＿GPM）,实现对高超声速飞行器再入轨迹优化问题快速、准确求解。仿真结果表明,APLA＿GPM在高超声速飞行器再入轨迹优化方面具有更快的收敛速度、更高的精度以及更强的鲁棒性。     

吸气式高超声速飞行器输入受限自适应反演控制

针对输入受限和气动与推进参数存在不确定时的吸气式高超声速飞行器飞行控制问题,建立了线性参数化形式的纵向运动模型,通过引入控制量与可执行输入之间的差值滤波环节,修正跟踪误差的定义,设计了使闭环系统稳定的反演鲁棒控制器,给出了气动与推进参数向量的有界自适应估计律。轨迹跟踪仿真结果表明,提出的自适应控制方法能够保证阵风干扰情况下飞行器控制的稳定性。     

多约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化

研究了考虑航路点、禁飞区、热流、动压、过载、控制量以及终端状态等多种约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计问题。分析了采用一般Gauss伪谱方法进行高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计存在的主要问题,为此,提出了轨迹分段优化策略,将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题,进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化,将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题进行求解。以多约束条件下最大射程轨迹优化为例进行仿真分析,结果表明分段优化方法能够较快地设计出满足各种约束条件的优化轨迹。     

一种高超声速飞行器再入轨迹优化方法

针对高超声速飞行器的再入轨迹优化问题,提出了一种基于动态自适应樽海鞘群算法和高斯伪谱法的混合优化方案。首先,为了使樽海鞘群算法探索和利用之间的平衡更加合理,提出了一种新颖的动态自适应樽海鞘群算法。然后,针对传统高斯伪谱法在轨迹优化过程中对初始猜测值敏感的不足,借助动态自适应樽海鞘群算法强大的全局搜索能力,先利用该算法对控制量进行全局寻优,将求得的近似全局最优解作为高斯伪谱法优化的初始猜测值,接着再利用高斯伪谱法对控制量进行全局寻优。仿真结果表明所提出的动态自适应樽海鞘群算法和混合优化方案的有效性和可行性。     

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。     

高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导综述

针对多约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导问题,从离线和在线两个方面综述了高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导方法,并进行了展望。首先建立了带随机干扰的高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导问题模型。针对是否考虑随机干扰,从确定性和鲁棒性两方面对离线轨迹优化与制导进行了综述。在线轨迹优化与制导方面主要对在线轨迹生成加轨迹跟踪的标准轨迹制导和预测制导两方面进行了综述。最后,提出轨迹优化与制导技术应加强在模型、计算效率、多任务、高精度制导等几个方面的研究。     

吸气式高超声速飞行器动力学特性分析

吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表面的气动力,利用二维流场中的牛顿激波理论计算飞行器前体下表面的气动力,采用一维定常流模拟发动机内部工作流场,膨胀波理论计算飞行器后体气动力的吸气式高超声速飞行器整体气动分析方法。仿真分析验证了本方法的可行性和正确性。     

探月返回飞行器跳跃式再入轨迹优化

基于节点自适应稀疏配点法,提出一种高精度求解探月返回飞行器跳跃式再入轨迹优化问题的方法.该方法的基本策略是:首先,应用节点自适应稀疏配点法对完整的跳跃式再入轨迹进行优化;然后,根据优化得到的控制变量对再入动力学方程进行数值积分;当积分至跳跃轨迹的最高点时,以积分得到的状态变量值作为新的初始条件,对二次再入轨迹重新优化....     

高超声速飞行器多约束再入轨迹快速优化

针对高超声速飞行器再入过程中面临测控区和绕飞区的再入轨迹设计问题,提出了一种基于Gauss伪谱法(GPM)的分段轨迹优化策略。将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题,进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化,将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题(NLP)进行求解。所得再入轨迹能够使得飞行器在满足各种约束条件的情况下成功进入测控区并且有效规避绕飞区,最终到达指定点。此外,本文综合考虑飞行器再入飞行的快速性和工程实用性,并提出了再入时间、弹道倾角以及航向角相关指标的加权性能指标,同时保证了轨迹规划快速、再入轨迹平滑以及控制量变化平缓等实际需求,提高了计算效率。仿真结果表明,本文所提出的分段优化方案能够快速规划出适应不同飞行任务的再入轨迹。     

高超声速滑翔飞行器引入段弹道优化

高超声速飞行器弹道优化设计的目的足得到高超声速飞行的控制指令，从而得到方案弹道，针对其数学模型，寻找一个作为输入的攻角规律使得弹道最优。我们将此弹道问题转化成最优控制问题，通过极大值原理得到最优弹道的一阶必要条件。我们采用遗传算法求解了此两点边值问题。首先从次优化弹道得到攻角的变化规律，然后由从次优化弹道估计出的攻角范围推导出初始伴随变量的变化范围，再用遗传算法在此范崮内优化初始伴随变量得到了伞局最优弹道和相应的初始伴随变量。通过一个实例求得了满足热流约束的最大终端速度弹道，通过比较可知优于次优化弹道，从数值计算例子还可以看到遗传算法是求解两点边值问题的一种比较好的方法。     

吸气式高超声速飞行器特征模型自适应控制

针对吸气式高超声速飞行器纵向刚体动力学的跟踪控制问题,给出了基于特征模型的自适应控制方案。通过选取攻角作为额外的输出,给出了这类系统的特征建模方法,其中,系统被分为速度子系统和高度子系统。针对速度子系统,建立了一阶特征模型;针对高度子系统,建立了二阶多输入多输出特征模型。基于所得到的特征模型,本文设计了全系数自适应控制律,不仅实现了速度跟踪和高度跟踪,也实现了攻角跟踪。数值仿真验证了该方法的有效性。     

基于Gauss伪谱方法的高超声速飞行器再入轨迹快速优化

基于一种求解最优控制问题的新方法—Gauss伪谱法(Gauss Pseudospectral Method\|GPM) ,研究了高超声速飞行器滑翔式再入的快速轨迹优化问题。针对远程多约束条件下滑翔式再 入轨迹优化问题的难点,提出了基于GPM的串行分段优化策略,包括三个方面：(1) 构造了 设计变量初值生成器,获得近似最优解作为优化初值;(2) 提出从可行解到 最优解的串行优化策略;(3) 引入平衡滑翔条件构造动态分段点,将再入轨迹分为初始下降 段和滑翔段分别求解。以某高超声速再入飞行器为对象进行轨迹优化计算,仿真结果验证了 本文的轨迹优化方法具有较高的精度和计算效率。
     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹快速、高精度优化

针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题,提出一种基于稀疏差分法和网格细化技术的快速、高精度求解方法。该方法应用局部配点法将再入轨迹优化问题转化为非线性规划(NLP)问题,从两方面提高轨迹优化的效率和精度。一方面,引入一种高效的稀疏差分法计算NLP的一阶偏导数,提高NLP的求解效率;另一方面,提出一种基于新型广义二分网格的网格细化算法调整离散节点的数量和分布,使得方法能够采用较少的节点数目取得较高的优化精度,从而减小NLP的规模和计算量。应用该方法求解了高超声速滑翔再入轨迹优化问题,仿真结果表明所述方法能够快速生成一条严格满足各种约束的最优三维再入轨迹。在此基础上,研究了滑翔飞行器的再入落点区范围,进一步检验了该方法的有效性。     

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。