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。     

月球最优软着陆两点边值问题的数值解法

借助庞特里亚金最大值原理(Pontryagin′s Maximal Principle,PMP),将月球燃耗最优软着陆问题转化为终端时间自由型两点边值问题(Two Point Boundary Value Problem,TPBVP)。采用一种基于初值猜测技术的线性摄动法求解TPBVP,得到最优软着陆轨迹。仿真结果表明,初值猜测技术得出的伴随变量初值均落在线性摄动法的收敛区间内,收敛速度快,优化精度高。最后研究了不同制动推力大小对软着陆性能的影响,结论为:增大制动发动机推力,既可缩短软着陆的时间,又能减少软着陆的燃料消耗。     

月球软着陆轨道的时间逼近法快速优化设计

提出一种时间逼近法快速求解月球最优软着陆问题。首先,通过解析估算软着陆时间 ,将原问题转化为终端时间固定型最优控制问题。然后,优化该问题,使软着陆条件尽可能 得到满足。在此基础上,根据优化出的终端能量特性对着陆时间进行修正,得到新的终端时 间固定型最优控制问题。重复前述优化和修正,即可逐渐逼近最优软着陆时间。对于终端时 间固定型最优控制问题,将其直接离散化为非线性规划问题,采用拟牛顿法和四阶Admas预 测-校正积分方法快速求解。仿真结果表明此方法优化精度较高,收敛速度快(<1s),稳定性 好(对初值不敏感),可用于机载计算机实时生成软着陆轨道。     

有动力空间再人打击飞行器航迹优化

提出了有动力再入打击飞行器的航迹优化方法。基于标准的大气模型、数值的气动模型,考虑地球自转效应,建立了有动力再入打击飞行器的航迹优化模型。将再入航迹分为助推加速段和无动力滑翔段分别优化,从而得到优化航迹。算例表明,该方法得到的航程比最大升阻比航迹增加7．3％。因此,该方法用于有动力再入航迹的优化是有效的、可行的。     

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

基于整体级概念的多级固体运载火箭设计与优化

针对多级固体运载火箭小型化需求,采用整体级概念(ISC)进行总体方案改造和优化设计.描述了2种ISC概念的特点,以某三级常规方案固体运载火箭为基准,通过利用级间的剩余空间,完成ISC方案改造.建立了运载火箭的整体级发动机动力计算模型、气动计算模型和弹道计算模型,并结合任务指标要求,提出了运载火箭的总体参数优化模型.在相同的任务条件下,完成了常规方案和2种ISC方案的优化.结果表明,引入ISC概念可将运载火箭体积缩小15%～20%,起飞总重缩小1%～1.5%,满足了总体指标要求,达到了运载火箭小型化设计目的.     

平板表面射流摩擦力场液晶涂层法测量与显示

为了研究剪切敏感液晶（Shear Sensitive Liquid Crystal,SSLC）涂层在不同气流速度下用于测量和显示壁面摩擦力场的能力,应用SSLC涂层对不同速度下平板表面亚声速射流的摩擦力矢量场进行了测量,对带有激波单元的超声速射流摩擦力场及其动态特性进行了流动显示。研究结果表明:在定量测量方面,SSLC涂层能够在宽量程范围内快速、高分辨率地测量射流摩擦力矢量场,可用于射流摩擦力场随射流速度的变化特性研究;在流动显示方面,SSLC涂层可用于显示超声速射流的菱形激波单元等流场结构及其动态变化特性。     

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。     

带有控制变量变化率约束的伪谱轨迹优化方法

基于伪谱法提出一种能够求解带有控制变量变化率约束的轨迹优化方法。首先,应用伪谱法将轨迹优化转化为非线性规划;其次,引入有限差分法将控制量变化率约束转化为相邻离散点处控制量的线性约束;然后,应用非线性规划算法求解带有线性约束的非线性规划;最后,采用带有控制量变化率约束的轨迹优化问题对方法进行了验证。仿真结果表明,此方法能够快速求解带有控制量变化率约束的轨迹优化问题,与引入控制量导数作为虚拟控制量的传统控制量变化率约束处理方法相比,此方法计算量更小,并且避免了虚拟控制量振荡问题,更容易收敛,综合效果是能够将优化耗时减少大约80%。     

月球着陆轨道的一种快速优化方法

提出一种基于积分变换,广义乘子法和拟牛顿法的月球着陆轨道快速优化方法.从探月器质心运动方程组出发,通过积分变换,将其对时间变量的积分转化为对状态变量(探月器环绕月心的旋转角速度)的积分,使得原问题转化为终端积分变量固定型最优控制问题.在此基础上,通过优化变量的直接离散化和四阶Admas预测一校正数值积分方法,将月球最优着陆问题转化为有约束非线性规划问题.采用广义乘子法处理约束条件,采用拟牛顿法求解处理后的无约束最优化问题.仿真结果表明:此方法收敛速度快(耗时小于1 s),优化精度高(接近理论最优解),对初始控制量不敏感、鲁棒性好,可用于探月器机载计算机实时生成着陆轨道.