高超声速无动力远程滑翔飞行器多约束条件下的轨迹快速生成

研究了一种考虑各种弹道约束的远程滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。将再入轨迹分为初始下降段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段。考虑地球旋转影响对一般的拟平衡滑翔条件加以改进,利用该条件将各种约束条件转换为控制变量约束,推导速度与航程的近似关系,从而将纵向多约束参考轨迹设计问题转化为一维空间的单参数搜索问题。基于LOR方法对纵向参考轨迹跟踪的同时,采用航向角误差走廊控制完成三自由度再入轨迹规划。仿真计算表明,本文的轨迹快速生成方法能在在一般高性能微机上耗时2～3秒生成一条航程10000km左右的满足多种约束的再入轨迹,具有应用于在线制导问题的潜力。     

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。
     

升力式飞行器集结轨迹实时规划方法

针对升力式飞行器在强干扰环境下集结的问题，提出一种可达时间快速计算方法以及集结轨迹规划方法。在满足平衡滑翔条件的前提下，提出能量航程剖面上最快到达与最慢到达对应的两种轨迹模式，推导了两种轨迹满足的条件，基于双层牛顿割线法，构建一种可达时间实时求解方法，形成了升力式飞行器集结轨迹实时规划方法。仿真结果表明，提出的集结轨迹规划方法能够完成未知强干扰作用下升力式飞行器的实时集结轨迹规划。     

基于平衡滑翔的升力再入攻角设计分析及应用

针对面对称中高升阻比飞行器再入攻角的优化问题,从工程角度系统分析了升力再入攻角优化问题的多种约束,基于平衡滑翔条件结合失速攻角、初始再入攻角和平衡滑翔攻角等,得到了再入段飞行的攻角设计空间,并给出了再入攻角剖面设计的具体可行方法。所提出的设计方案可用于快速选定满足各种过程约束的速度-攻角剖面;将该攻角设计方法应用于覆盖区优化问题,在继承已有方法的快速求解速度下,仿真结果及对比表明所规划的攻角剖面具有与直接法相似的最优性。     

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。     

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。     

升力式再入飞行器两种可达区域计算方法的探讨

对2种计算升力式再入飞行器可达区域的方法进行了分析和探讨。首先建立了飞行器三自由度运动方程模型和升力式飞行器基于准平衡假设下的简化模型;然后基于最优控制方法,考虑过程约束和终端约束推导了闭环倾侧角控制律,采用双参数搜索法求取不同纵程下的最大横程;最后,以一种升力式飞行器为例分别用优化方法和常值倾侧角法进行仿真分析,结果表明常值倾侧角法可以代替优化方法进行分析与设计。     

一种新型RLV再入轨迹在线规划方法

针对可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle, RLV)再入轨迹在线规划问题,提出了一种基于割线法的标准轨迹快速生成方法。该方法以驻点热流、法向过载、动压和平衡滑翔限制为再入过程约束,以再入初始点和结束点的高度、速度为再入端点约束;在阻力加速度-速度平面内建立约束模型后,设计了折线形式的标准轨迹;采用割线法迭代计算轨迹转折点以调整轨迹形状,使最终规划轨迹对应的航程和终端点速度同时满足设计需求。最后取3种不同航程的再入情况进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法能够在1秒内完成再入轨迹规划,并在一定航程范围内适用,能够满足在线设计标准再入轨迹的实时要求。     

RLV再入轨迹机载快速优化

为了可重复使用飞行器再入轨迹机载快速优化的需求,开发一种再入轨迹快速优化算法。根据RLV再入三维轨迹的特点,引入了新的假设,对RLV再入轨迹状态方程进行简化处理,使优化迭代计算量大大减少,在此基础上,使用乘子法对再入终端约束进行处理,然后用共轭梯度法求解优化再入轨迹,最后以美国航天飞机为例计算再入最优轨迹。结果验证该算法在满足约束条件的情况下,具有很快的收敛速度,在不同初始再入条件和终端约束条件下,计算机时一般小于一分钟。该算法具有很好的工程应用前景。     

再入轨迹多约束模型预测静态凸规划方法

针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P-CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。     

高度-速度剖面内再入轨迹快速规划

提出一种升力式再入航天器进入稠密大气后的轨迹规划方法。在预先设定攻角剖面的前提下,利用路径约束(驻点热流、动压和过载)在高度-速度(H-V)剖面内直接获得轨迹下边界;利用终端约束确定以轨迹下边界为基准的高度增量,进而通过下边界与高度增量的加和形成满足要求的再入轨迹。其中,增量的形式选取为分段二次型函数,其大小可通过割线法快速获得。倾斜角大小可根据纵向动力学方程反解得到,其方向依据航向误差角走廊确定。通过对典型工况的仿真,结果表明所提方法能够快速规划出再入轨迹,且适应性好。     

具有内点状态约束的机动再入弹道优化设计

高级机动弹头末制导装置开始工作时对弹头飞行速度和姿态有一定的要求。这就增加了内点约束,从而使机动再入弹道设计问题成为具有内点约束和终端约束更复杂的最优控制问题。利用遗传算法求解该问题,用多段插值方法进行染色体设计,设计了基于模拟退火思想的罚函数和适应度函数来处理各种约束。仿真结果表明,所设计的遗传算法效率高,对初值不敏感,能搜索到全局最优解。所设计的再入机动弹道能满足机动弹头对姿态、热流和速度的要求。     

带有时间约束的再入滑翔轨迹设计

为了满足飞行器协同飞行任务需求，本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先，建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型，并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次，针对不同飞行段特点及任务需求，分别设计了各段导引律。其中，重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解，将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系，运用解析预测-校正思想，通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值，同时满足末端能量和时间约束。最后，通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。     

Rapid generation of entry trajectories with waypoint and no-fly zone constraints

Waypoints are positions for multiple payload deployments or reconnaissance missions, and no-fly zones are exclusion zones that cannot be passed for threat avoidance or due to geopolitical restrictions. This paper proposes a rapid entry trajectory generation approach satisfying waypoint and no-fly zone constraints for entry vehicles with relatively high lift-to-drag ratio. A lateral planning algorithm based on a Newton iteration scheme is developed to simultaneously design both the magnitude and sign of the control variable according to waypoints and no-fly zones. The algorithm converts the highly constrained trajectory planning problem into a series of one-parameter search problems based on a reduced-order system. Then, the quasi-equilibrium glide phenomenon is employed to extract the remaining state variables corresponding to longitudinal motion. The algorithm is tested using the Common Aero Vehicle model, and the results demonstrate that the algorithm can generate flyable entry trajectories rapidly within allowable tolerances while satisfying all the flight constraints.     

反时敏目标机动再入飞行器滑翔制导方法

针对多约束条件下反时敏目标任务需求,开展了基于轴对称侧滑转弯(STT)控制的机动再入飞行器滑翔制导方法研究,提出一种纵向和侧向共同实施的在线自主制导方法。纵向通过高度-射程（H-R）剖面与高度-速度（H-V）剖面联合设计,在满足约束的可行域内快速生成一条参考轨迹,并根据目标变化实时修正,同时完成参考轨迹跟踪。侧向通过引入当前需用速度和目标位置变化信息,推导了闭环制导方法,实现速度控制与目标位置跟踪。仿真结果表明,本方法可兼顾轨迹生成快速性和响应目标位置变化,能够在满足过程约束与终端约束要求下完成制导任务。