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。     

闭环制导实时仿真系统设计

研究飞行器制导系统实时性优化问题,由于飞行器闭环制导对于系统的实时性和制导快速性有着较高的要求,因此缺乏应用于工程实践的模型.为了能够在实验室环境下,实现飞行器闭环制导的实时仿真,提出设计闭环制导实时仿真系统.利用嵌入式系统,采用间接法求解最优制导问题.最后对系统进行了实时性测试,并对特定的吸气式高超声速飞行器模型进行轨迹仿真,结果表明,设计的系统完全能够满足飞行器闭环制导对实时性和快速性的要求.     

飞行器无动力下滑技术研究

下滑轨迹优化设计是实现高高空无动力飞行器自主着陆的关键技术之一。飞行器无动力下滑的过程可以分为初始下滑段和自主着陆段两个阶段,对两个阶段进行制导策略优化设计,可在初始下滑段采用在线自适应生成跟踪轨迹,自主着陆段采用改进的Barton算法实现对着陆轨迹的优化。根据经典的PID算法,飞行控制器实现了纵向高度控制、速度控制以及横侧向纠偏控制。利用Simulink环境对制导策略和控制器结构及参数进行了仿真验证。仿真结果表明,轨迹设计合理,飞行器跟踪良好,满足着陆指标要求。     

一种基于数字地图的轨迹优化算法的改进

在执行飞行任务,特别是进行地形跟随、地形回避（ＴＦ／ＴＡ）飞行时,随着飞行器周围情况的不断变化,需要利用数字地图数据进行实时的轨迹规划并产生相应的制导指令。提高轨迹规划及产生相应的制导指令算法的效率,减少计算时间,对于增强飞行器的机动反应能力,提高飞行的安全性是非常重要的。本文对基于数字地图数据生成优化轨迹和制导指令的一种重要实时算法——动态路径方法进行了改进。通过改变动态规划覆盖和引入“前方”的概念,减少了动态分枝数,从而降低了计算量     

飞行器上升段轨迹的优化设计

针对飞行器上升段轨迹优化求解困难的问题,提出一种基于正交配点的优化求解方法。该方法以第二类切比雪夫正交多项式的零点作为系统控制变量和状态变量的离散点,利用拉格朗日插值多项式对状态和控制变量进行拟合。通过对多项式的求导将动力学微分方程约束转化为代数约束,从而把无限维的最优控制问题转化为一个有限维的非线性规划(Nonlinear Programming,NLP)问题。随后,利用序列二次规划(Sequential Quadratic Program-ming,SQP)方法求解转化后的NLP问题,获得最优的飞行轨迹。最后,飞行器上的仿真结果验证了所提方法的有效性。研究成果可为飞行器的制导控制提供可行的飞行轨迹,有一定的工程应用价值。     

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.     

基于非线性制导的四旋翼轨迹跟踪控制

四旋翼是一种欠驱动、强耦合的可垂直起降的飞行器,为了实现其能够以设定速度跟踪空间轨迹,设计了一种基于非线性制导算法的轨迹跟踪控制方法。该方法分为了导引与控制两部分组成,导引部分以任务轨迹与期望速度为输入量通过非线性制导算法输出当前四旋翼的期望加速度,控制部分以得到的期望加速度为输入量采用串级PID算法对四旋翼进行姿态控制,从而实现四旋翼保持设定速度对任务轨迹的跟踪。仿真结果表明,所提方法能够实现四旋翼对复杂任务轨迹的精确跟踪,二维复杂轨迹跟踪距离偏差不超过±0.6m,速度偏差不超过2m/s;三维复杂轨迹除了受自身控制力限制的飞行段外,跟踪距离偏差基本控制在±4m以内,速度偏差不超过2m/s。     

基于高斯伪谱法的高超声速飞行器再入制导研究

针对高超声速飞行器再入标准轨迹制导方法中存在的制导准备周期长、弹上需存储标准轨迹参数、制导鲁棒性较差等缺点,提出一种基于高斯伪谱法与滚动时域控制技术相结合的高超声速飞行器再入预测-校正制导方案;其中,在线高斯伪谱法采用纵/侧向结合、全程一体化的制导算法思路,实现了对高超声速飞行器再入弹道的全程预测制导;同时结合滚动时域控制技术从工程上实现了高超声速飞行器再入制导中对开环制导信息的闭环应用,完成了飞行器预测-校正制导方案;通过对高超声速飞行器再入制导过程进行仿真分析,结果表明应用文章设计的基于高斯伪谱法与滚动时域控制技术相结合的高超声速飞行器再入预测-校正制导方案,飞行器再入过程中具有良好的制导性能。     

制导弹药方案弹道跟踪与控制

研究飞行制导优化问题,针对一种旋转制导炮弹,为了保证弹道跟踪的精确性.提出设计输出指令为加速度值的高性能非线性制导律,并采用过载控制方案设计了制导控制系统.选择弹道上的参考点,利用GPS得到的制导弹药飞行位置及速度信息,得出一种非线性过载制导信号控制飞行器跟踪曲线弹道.采用非线性过载制导指令作为制导外环,加速度自动驾驶仪作为控制内环,根据变结构控制理论设计了自动驾驶仪.对设计的制导控制系统进行了数字仿真.仿真结果表明,非线性制导律及加速度自动驾驶仪能够保证制导弹药准确地跟踪设计轨迹,使跟踪误差处于合理范围内.     

无人飞行器纵向剖面轨迹优化

对飞行管理系统的纵向剖面轨迹优化功能进行了研究.以固定距离最省油为优化指标,用能量法动态地建立了3阶段轨迹优化模型.区别于固定推力只对速度寻优的传统的模型求解方法,把发动机推力和速度同时作为寻优变量,并结合无人飞行器飞行的物理过程,将3阶段轨迹优化模型进一步变换成非线性规划问题,利用再开始FR(Fletcher-Revees)共轭梯度法进行求解.最后以某型无人飞行器为例进行仿真验证,结果表明将发动机推力设为变量比推力固定求得的纵向剖面最优轨迹更省油,对节省燃油降低经济成本有一定的实用参考价值.     

Flatness-based hypersonic reentry guidance of a lifting-body vehicle

This paper deals with the design of a guidance algorithm for the hypersonic phase of a lifting-body vehicle. The guidance strategy is based on a particular kind of nonlinear dynamic inversion, the so-called flatness approach. The main advantage of this approach is that the longitudinal guidance law is in-flight self-adaptive to any feasible hypersonic trajectory and can be written in analytical form with a small set of design parameters. Therefore, the required on-board computational resources are limited, and a reduced off-line design effort is needed for the change of vehicle parameters. Moreover, the closed-loop longitudinal guidance commands are computed on-board in a coupled way without relying on an explicit deceleration profile. Consequently, the approach leads to an efficient management of the degree of freedom associated with the angle-of-attack. PID controllers are then designed based on the longitudinal flat model in order to circumvent uncertainties and parameters dispersions. The crossrange is controlled by a series of bank reversals determined by an azimuth error deadband. The robustness and performance of the proposed guidance law are assessed by performing Monte Carlo runs with various sets of dispersions.     

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.     

基于预测控制的高超声速飞行器容错控制器设计

针对存在升降舵面偏转角卡死故障的高超声速飞行器,提出一种基于预测控制的容错控制器设计方法.利用输入输出反馈线性化,对高超声速飞行器纵向模型进行变换;对于速度和高度的高阶导数以及故障项,设计扩张状态观测器在线观测;采用泰勒展开得到预测模型,建立连续预测控制器,分析证明闭环控制系统的稳定性和观测误差的有界性.仿真结果验证了所提方法的有效性.     

基于信息几何的高超声速飞行器搜索方法

由于地面雷达受视距限制无法对高超声速飞行器进行连续观测, 针对高超声速飞行器飞出雷达视距盲区后难以搜索的问题, 提出了一种基于信息几何的雷达搜索方法. 本文利用非参数概率密度估计法对高超声速飞行器的出现位置的概率密度进行估计, 并将估计的位置概率密度作为雷达搜索的引导信息; 根据引导信息确定搜索区域, 以区域覆盖率最大化作为优化目标在搜索区域内进行波位编排; 基于信息几何理论, 将搜索策略建模为统计流形, 利用KL (Kullback-Leibler)散度来度量搜索策略与引导信息之间的差异, 通过最小化KL散度获得最优搜索策略. 通过仿真实验验证了本文所提方法的有效性和可行性, 并验证了相比其他搜索方法具有较明显的优势.     

基于车辆响应计算的地铁轨道平顺状态评价

针对目前轨道检测数据以幅值超限统计的方式评价轨道平顺状态而未考虑轮轨关系及车辆实际响应的问题, 提出一种基于车辆响应计算的地铁轨道平顺状态评价方法。该方法引入随机振动虚拟激励法对车辆动力学模型的响应谱进行计算, 再由响应谱计算得到平稳性指标, 指出在车辆动力学参数稳定状态下, 平稳性指标可用于对轨道平顺状态的判定。不同车速下高级别轨道谱的平稳性指标均优于低级别轨道谱, 结果表明该方法可对轨道的整体状态进行量化评价。该算法可用于深入分析轨检数据, 并为轨道状态评价提供新的思路。     

A robust and high precision optimal explicit guidance scheme for solid motor propelled launch vehicles with thrust and drag uncertainty

A new nonlinear optimal and explicit guidance law is presented in this paper for launch vehicles propelled by solid motors. It can ensure very high terminal precision despite not having the exact knowledge of the thrust–time curve apriori. This was motivated from using it for a carrier launch vehicle in a hypersonic mission, which demands an extremely narrow terminal accuracy window for the launch vehicle for successful initiation of operation of the hypersonic vehicle. The proposed explicit guidance scheme, which computes the optimal guidance command online, ensures the required stringent final conditions with high precision at the injection point. A key feature of the proposed guidance law is an innovative extension of the recently developed model predictive static programming guidance with flexible final time. A penalty function approach is also followed to meet the input and output inequality constraints throughout the vehicle trajectory. In this paper, the guidance law has been successfully validated from nonlinear six degree-of-freedom simulation studies by designing an inner-loop autopilot as well, which enhances confidence of its usefulness significantly. In addition to excellent nominal results, the proposed guidance has been found to have good robustness for perturbed cases as well.     

基于加幂积分方法的制导控制一体化设计

针对高超声速飞行器纵向制导控制一体化设计问题展开研究.首先建立纵向制导与控制系统一体化设计模型;然后结合非线性干扰观测器与加幂积分方法设计制导与控制一体化算法,并借助相关基础理论证明级联系统是全局有限时间稳定的.所提出的方法可以使制导与控制系统协调配合,更充分地利用飞行器控制能力.通过与反步滑模制导控制一体化设计方法进行对比仿真,验证了该方法有效且更具优势,并通过模拟外扰及参数拉偏情况下的仿真验证了所提出方法亦具备较强的鲁棒性.     

基于伪谱法的多导弹协同攻击研究

多导弹协同攻击是未来导弹技术发展的重要方向之一;研究了多导弹协同攻击问题;首先建立了导弹与目标的相对运动方程,然后对多导弹协同攻击问题以及hp-自适应伪谱法求解最优控制问题的基本原理进行了描述；将hp-自适应伪谱法应用到多导弹协同攻击的研究中,设计了一种基于伪谱法的多导弹协同攻击制导策略,并通过仿真算例对其进行了验证和分析;仿真结果表明:设计的多导弹协同攻击制导策略能够同时兼顾时间约束和角度约束,实现对固定目标的多导弹协同饱和攻击,具有一定的应用价值。     

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.