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针对滑翔飞行器轨迹优化展开研究。采用了考虑地球扁率和自转的动力学模型,大气模型采用较精确的大气模型。滑翔式飞行器轨迹优化具有强非线性和多约束等特点,为克服传统优化方法对初始值较敏感且难以处理航路点等状态约束,同时在精度和计算速度之间取得一定的平衡,提出采用基于网格自适应的多分辨率技术对滑翔飞行器轨迹进行优化,并对航路点约束提出了相应的处理策略。针对包含航路点、禁飞区和终端约束的典型工程问题展开了轨迹优化研究。仿真实验表明,一条行程12400 km的滑翔弹道优化耗时约200 s,验证了该算法的有效性,对工程实践具有一定的参考意义。 相似文献
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基于增强协同优化的助推-滑翔导弹概念研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一种两级运载器、滑翔级翼身组合体外形的导弹方案,采用多学科设 计优化方法研究了包括两级发动机装药量、工作时间、滑翔级翼面形状和助推-滑翔弹道在 内的优化设计问题。将系统分为总体、气动、发动机、弹道四个学科。采用增强协同优化方 法进行分解协调优化。目标函数为最大射程和最小总加热量的加权和,约束条件为驻点热流 、导弹质量、滑翔段终点速度、高度等。采用试验设计方法进行不同外形的气动力计算,并 构造响应曲面。结果表明该MDO方法可适用于助推-滑翔导弹的概念研究。
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洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化 总被引:2,自引:1,他引:2
分析了考虑路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区等实际问题的洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道,给出了弹道分段准则。建立了三自由度运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型。针对其弹道优化问题,在同时考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、热率、壁温、路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区内机动等约束条件下,建立了全程突防弹道的多约束多阶段弹道优化模型。利用直接打靶法,将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算。结果表明,文中研究方法适合于解决洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化问题,所得最优弹道更有利于满足实际作战需求。 相似文献
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针对考虑不确定性的飞行器总体设计迭代周期长、优化困难等问题,提出一种基于裕度量化解耦策略的飞行器总体不确定性建模与优化设计方法。首先采用主动学习策略开展基于优化加点Kriging的阈值不确定性分析,实现了不确定性裕度的高效求解。进而提出一种适用于飞行器总体设计的裕度量化解耦策略,将双层嵌套的不确定性优化问题解耦为确定性优化与不确定性分析过程顺序执行,高效给出满足概率约束的优化设计方案。该方法解决了传统解耦方法采用嵌入式算法而导致的工程应用困难的问题。通过非线性多约束数值案例以及滑翔飞行器工程案例,验证了该方法能够在保证精度的前提下,提高不确定性优化设计效率。 相似文献
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基于LGL(Legendre-Gauss-Lobatto)伪谱法,研究了临近空间助推-滑翔导弹再入段弹道快速优化问题。首先,基于改进的气动力模型建立了较为精确的再入数学模型;其次,针对该优化问题在气动数据处理和优化求解上存在的困难,基于LGL伪谱法系统地建立了再入最优飞行弹道的求解步骤,为解决直接利用LGL伪谱法存在的困难,设计了一种基于LGL伪谱法的串行优化求解策略;最后,分别采用积分推进法和协状态映射原理对优化结果进行了可行性和最优性验证。仿真结果表明,本文的弹道优化方法优化1条再入弹道所用时间为3~4 s,计算效率较高,路径约束和端点约束均得到很好满足,算法求解精度较高,有效地实现了多约束多变量大型稀疏的再入弹道导弹快速优化。 相似文献