基于改进分段Gauss伪谱法的带推力高超声速 飞行器再入轨迹规划

再入轨迹规划是高超声速飞行器领域的热点问题,已吸引了众多国内外专家的关注. Gauss伪谱法以及分段Gauss伪谱法是解决含有多约束轨迹规划问题的一类有效工具.然而,发动机多次点火熄火导致推力不连续以及点火时刻控制输入的连续性要求是带推力高超声速飞行器再入轨迹优化面临的新挑战.本文将问题简化为多脉冲再入轨迹规划问题,基于改进分段Gauss伪谱法生成满足多条件约束的最优再入轨迹.通过设置分段Gauss伪谱法连续性条件,确保飞行器状态与控制输入在分段点处连续衔接.通过无动力自由再入与带推力再入算例对改进分段Gauss伪谱法进行说明,仿真结果也表明,改进分段Gauss伪谱法可有效求解带推力高超声速飞行器再入轨迹规划.     

基于反席卷法的高超声速飞行器最优制导律

针对高超声速飞行器再入制导过程中,对轨迹重新优化产生的大计算量导致难以在线实施的问题,采用逆向席卷法设计了一种实时的标称最优制导律.建立了轨迹优化模型,采用伪谱法求解了满足多种路径约束与终端约束的标称最优轨迹.考虑消除扰动所形成的实际修正轨迹的最优性,采用逆向席卷法推导了存在初始扰动的条件下快速求解最优修正轨迹的反馈控制量,构成了可以闭环在线实施的最优制导律.仿真结果表明,所设计的制导律对飞行器初始状态量的较大范围偏差具有良好的鲁棒性,并且能够满足实时性的要求.     

基于伪谱法的自由采样实时最优反馈控制及应用

利用高斯伪谱法收敛速率快、精度高的特点,基于通用伪谱优化软件包在线求解非线性系统的最优控制问题.将伪谱反馈控制理论与非线性最优控制理论结合起来,给出了一种自由采样实时最优反馈控制算法,该算法通过连续在线生成开环最优控制的方式提供闭环反馈.考虑计算误差、模型参数不确定性和干扰的作用,假定系统状态方程右侧的非线性向量函数关于状态、控制和系统参数是Lipschitz连续的,利用Bellman最优性原理对闭环控制系统的有界稳定性进行了分析和理论证明.最后,以高超声速再入飞行器为应用对象,研究了其再入制导问题,仿真结果验证了该算法的可行性和有效性.     

载人登月飞行器高速返回再入制导技术研究

返回再入段是载人登月任务完成后,保证宇航员安全返回地球的关键阶段,其跳跃式再入制导方法的研究是我国载人登月任务需要突破的一项重要关键技术.由于探月返回飞行器速度极高,其弹道特性与神舟飞船一类的近地轨道返回的飞行器有较大差别,也给制导导航与控制(简称GNC,以下同)系统设计带来较大挑战.与无人再入飞行器相比,载人飞行器需要具备防过载超限能力、大范围再入航程适应能力、高精度落点控制能力.为了满足上述要求,本文提出了一套基于全系数自适应校正的预测制导方案.在再入前,通过对基本倾侧角进行校正,提高了规划弹道对再入初始条件散布的适应性;再入后利用外环的预测与全系数自适应校正实现对规划弹道的持续修正,保证规划弹道与飞行器状态的匹配性,内环则采用短周期的弹道跟踪制导;对于横向制导,本文给出和比较了采用实时漏斗制导律、独立预测–校正制导律方案以及横航向独立自校正和耦合自校正方案.     

近空间高超声速飞行器控制的几个科学问题研究

近空间高超声速飞行器的特点给其建模和控制带来了新的问题.本文 首先分析高超声速飞行器的特点,进一步给出 大包络飞行的统一模型.其次,总结了高超声速飞行器巡航控 制、再入姿态控制研究的现状,强调了弹性、非最小相位、再入制导控制一体化设计等问题. 最后,结合高超声速飞行器的发展,阐述了高超声速目标的拦截问题,提供未来可供研究的方向.     

SINS/GPS/CNS组合导航在高超声速巡航飞行器上的应用

本文简单介绍了高超声速飞行器,并通过分析目前应用较为普遍组合导航方式,提出了采用SINS/GPS/CNS组合导航作为高超声速巡航导弹的中段制导方案.本文采用四元数法进行SINS计算,并运用联邦滤波的方法对组合导航进行了仿真.仿真程序是在轨迹发生器产生高超声速巡航飞行器飞行轨迹及相关参数的基础上进行的,仿真结果表明了高超声速巡航飞行器中制导采用SINS/GPS/CNS组合导航系统的可行性.     

基于改进粒子群算法的再入飞行器轨迹优化

采用基于距离量度和自适应惩罚相结合的约束处理技术的改进粒子群优化算法(PSO)应用于再入飞行器轨迹优化,避免适应值函数中复杂的罚函数及罚因子的设计,提高优化算法的通用性.以高超声速飞行器最小控制量再入轨迹优化为例,并对飞行器运动模型进行简化及控制量参数化.对两种不同的高超声速飞行器模型进行优化,仿真结果验证算法的有效性...     

基于拟连续高阶滑模的高超声速飞行器再入姿态控制

考虑模型参数不确定和外界干扰对再入制导控制性能的影响,基于拟连续高阶滑模控制策略对高超声速飞行器的再入制导控制问题进行了研究.首先,给出再入制导指令的设计过程.其次,基于再入飞行特性对模型进行简化,获得面向控制的姿态模型,在此基础上,通过引入新的控制变量,设计解耦滑模面,实现姿态间的解耦.再次,为了削弱控制抖振,通过引入虚拟控制,对系统进行增广,基于齐次性理论设计拟连续三阶滑模再入姿态控制器,确保系统在有限时间实现对制导指令的稳定跟踪.最后,六自由度再入飞行器的制导控制一体化仿真结果表明,本研究给出的控制策略在不影响系统鲁棒性的同时,能够实现对标称轨迹和再入姿态的综合控制.     

SINS/GPS/CNS组合导航在高超声速巡航飞行器上的应用

本文简单介绍了高超声速飞行器,并通过分析目前应用较为普遍组合导航方式,提出了采用SINS/GPS/CNS组合导航作为高超声速巡航导弹的中段制导方案。本文采用四元数法进行SINS计算,并运用联邦滤波的方法对组合导航进行了仿真。仿真程序是在轨迹发生器产生高超声速巡航飞行器飞行轨迹及相关参数的基础上进行的,仿真结果表明了高超声速巡航飞行器中制导采用SINS/GPS/CNS组合导航系统的可行性。     

基于粒子群的高超声速飞行器闭环制导研究

对于高超声速飞行器的研究来说,凭借其超高的飞行速度和飞行高度,能够在短时间内飞行更远的距离。为了达到作战要求,需要规划整个飞行轨迹,而最为重要的便是上升段的制导问题。本文以X-33高超声速飞行器模型为研究对象,提出基于粒子群算法的闭环制导策略,实时修正飞行轨迹,使飞行器最终准确到达目标位置;并对该方法的可靠性进行了仿真验证。仿真结果表明,基于粒子群算法的闭环制导策略优化精度高,物理概念明确,能满足高超声速飞行器上升段的闭环制导需求。     

舰载机拦阻系统动力学建模与控制

提出了一种液压吸能和滑轮机构相结合的舰载机拦阻系统模型,然后建立了计入拦阻索弹性的拦阻系统非线性动力学模型．基于高斯伪谱方法获得了舰载机拦阻过程的最优控制轨迹,并应用线性二次型最优控制跟踪该最优轨迹,数值结果验证了该方法的可行性,最后讨论了空气阻力与甲板摩擦力对控制过程的影响．     

基于hp-自适应伪谱法的高超声速飞行器上升段闭环制导研究

对于高超声速飞行器的上升段而言,希望其能够在短时间内飞行较远的距离,并且达到理想的速度和高度;最重要的就是如何优化其轨迹,规避上升过程中的各种干扰因素,自主完成整个飞行任务。文章以X-33飞行器模型作为研究对象,提出一种基于hp-自适应伪谱方法的轨迹优化方法和闭环制导策略,实时修正飞行路径,使其最终以理想速度到达目标位置。通过仿真验证了该方法的可靠性。结果表明,该方法具有较高的精度,收敛时间快,为闭环制导实时性研究提供了方向。     

基于微分几何反馈线性化的高超声速飞行器控制系统实现

为实现对高超声速飞行器横滚角度数值、纵滚角度数值的同步控制,使飞行器元件呈现出相对平稳的运动状态,设计基于微分几何反馈线性化的高超声速飞行器控制系统。利用电源管理模块电路,更改电机驱动器元件的连接形式,根据螺旋桨转动速率,调试IMU惯性传感器、GPS定位、PID控制器三类下级硬件设备的实时运行状态,完成高超声速飞行器控制系统的主体应用结构设计。按照飞行器运动轨迹的微分处理结果,计算控制向量反馈指标的具体数值水平,再通过解析几何信号的处理方式,确定线性化姿态解算表达式,实现基于微分几何反馈线性化的飞行器控制程序设计,结合相关硬件应用设备,完成对高超声速飞行器控制系统的研究。实验结果显示,微分几何反馈线性化原则能够有效控制横滚角度数值、纵滚角度数值与理想角度数值之间的差值水平,在促进高超声速飞行器平稳运动方面具有较强的可行性价值。     

求解含复杂约束非线性最优控制问题的改进Gauss伪谱法

针对含有复杂约束条件的非线性最优控制问题,提出了一种改进的Gauss伪谱法 (Improved Gauss pseudospectral method, IGPM). 这类问题难以得到解析解,特别是有些问题不存在解析的模型, 一些参数只能通过查表得到,使得传统方法难以求解. 在传统的Gauss伪谱法的基础上,将非线性的终端状态积分约束等价地转化为线性形式,提出了IGPM, 通过协态映射定理可以计算出协态变量,检验最优性,使得IGPM具有间接法一样的精度. 并且给出了初始时刻协态变量和端点时刻控制变量的计算方法. 为了提高解的精度,基于IGPM提出了迭代算法, 最后将该算法应用于求解高超声速飞行器上升段轨迹优化问题,结果表明最优轨迹基本满足路径约束条件和最优性条件.     

基于粒子群算法的飞行器再入轨迹优化

提出将粒子群优化算法（PSO）应用于飞行器再入轨迹优化。以最小控制能量高超声速飞行器再入轨迹优化为例,对飞行器运动模型进行简化和控制量参数化,粒子群算法采用自适应权值,并充分利用飞行器再入时的运动特性来设置PSO算法初始参数,分析比较仿真步数对结果的影响。仿真结果表明提出方法的有效性和优越性。     

Optimal trajectories for hypersonic launch vehicles

In this paper, we derive a near-optimal guidance law for the ascent trajectory from earth surface to earth orbit of a hypersonic, dual-mode propulsion, lifting vehicle. Of interest are both the optimal flight path and the optimal operation of the propulsion system. The guidance law is developed from the energy-state approximation of the equations of motion. Because liquid hydrogen fueled hypersonic aircraft are volume sensitive, as well as weight sensitive, the cost functional is a weighted sum of fuel mass and volume; the weighting factor is chosen to minimize gross take-off weight for a given payload mass and volume in orbit.     

Landing Auto‐Pilots for Aircraft Motion in Longitudinal Plane using Adaptive Control Laws Based on Neural Networks and Dynamic Inversion

This paper presents two new automatic landing systems (ALSs) for aircraft motion in longitudinal plane; the model of the landing geometry determines the flight trajectory and the aircraft calculated altitude; the flight trajectory during landing consists of two parts: the glide slope and the flare. Both designed ALSs have an adaptive system (ACS) for the aircraft output's control; for the first ALS, the output vector consists of the flying altitude and the longitudinal velocity, while, for the second ALS, the output variables are the pitch angle and the longitudinal velocity of aircraft. The second variant of ALS also contains an altitude controller providing the calculated pitch angle. The calculated altitude (for the first ALS), the calculated pitch angle (for the second ALS), and the desired flight velocity are provided to the ACS by means of a block consisting of two reference models. ACS is based on the dynamic inversion concept and contains an adaptive controller which includes a linear dynamic compensator, a state observer, a neural network, and a Pseudo Control Hedging block. The paper is focused both on the design of the two ALSs and on their complex software implementation and validation.     

Design of longitudinal predictive re-entry guidance law based on variable universe fuzzy-PI composite control

This paper studies the longitudinal predictive re-entry guidance law based on the variable universe fuzzy-PI composite control to overcome the inaccuracy of the reference trajectory re-entry guidance for re-entry vehicles. The variable universe fuzzy controller is used to obtain a satisfactory dynamic response when the downrange error is large, and the PI controller is utilized to eliminate the steady-state error when the downrange error is small. Simulation results show that the proposed guidance law is very robust to the initial errors and can achieve better accuracy, and is also able to handle the effect of the stochastic errors in re-entry processes.