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.     

基于模糊多目标的高超声速飞行器再入轨迹设计

针对多约束条件下的高超声速飞行器再入轨迹的优化问题,考虑多个具有不同重要性等级的优化指标,提出基于模糊多目标的轨迹设计方法.首先,利用直接配点法,将最优控制问题转化为带优先级的非线性多目标规划问题;然后,基于模糊满意优化的思想,根据更重要目标具有更高满意度的原则,将优先级表示为满意度序,并设计两步式优化模型.通过调节参数,能获得同时满足优化和重要性等级要求的最优轨迹.仿真结果表明了所提出方法的有效性.     

高超声速飞行器飞行轨迹的模糊控制设计

针对高超声速飞行器飞行过程中因干扰造成的飞行轨迹散布问题,提出了采用飞行器飞行轨迹的模糊控制设计方法。方法以高超声速飞行器飞行轨迹线偏差和线偏差变化率作为模糊控制器输入,采用模糊推理设计飞行控制系统。在完成高超声速飞行轨迹控制系统数学建模的基础上,结合自动驾驶仪特点对飞行轨迹模糊控制系统进行了设计。结论通过仿真表明所设计的飞行控制系统满足飞行轨迹及攻角性能要求,验证了方法的正确性。     

热率约束下高超声速飞行器Gauss时间网格参数化轨迹规划

针对热率约束下高超声速飞行器(HV)再入轨迹规划, 提出一种结合光滑化不等式约束处理和非均匀Gauss离散时间网格的改进控制变量参数化(CVP)优化算法. 首先, 结合HV动力学方程和约束条件建立了HV再入轨迹优化问题; 然后, 采用光滑化函数对不等式路径约束进行处理并引入附加状态变量转化进微分方程中; 进一步, 在CVP算法框架下, 给出了基于Gauss分布的时间网格控制参数化策略, 以此改善HV攻角控制精度进而提升HV再入航程; 最后, 在通用航空器模型上进行仿真测试, 验证提出方法的性能并分析不同热率约束限值对最大航程规划的影响. 结果显示, 相较于均匀时间网格参数化CVP–S–P方法, 改进方法再入航程增加320.1 km(提升4.1%), 表明了改进算法的有效性; 同时, 基于本文方法仿真结果, 热率限值降低对HV最大航程减少有限, 当热率限值降低15%时, 最大航程损失仅3.16%, 展示了本文方法对HV热防护设计的理论价值.     

基于A*算法的高超声速飞行器航迹规划方法

为了提高A*算法应用于高超声速飞行器航迹规划时的效率和稳定性,并保证航迹可飞性,提出基于改进型变步长稀疏A*算法的航迹规划方法。首先根据飞行器飞行区域不存在地形限制的特点,在规划过程中采取变步长策略,有效地提高了远程规划时的稳定性和效率;然后依赖飞行器的过载计算最大转弯角和爬升/俯冲角,根据计算角度构建规划空间,同时将飞行器飞行过程燃料/时间、航向、飞行高度、航迹末端、禁飞区域等约束用于规划空间优化,减少扩展节点的数量,进一步提高了规划效率并保证航迹的可飞性;最后基于威胁约束设计特殊的代价函数,保障了飞行安全和航迹规划的稳定性。仿真结果表明:规划出的航迹满足高超声速飞行器各种飞行要求,能避开各种威胁,规划时间短,稳定性好。得到的航迹能够作为航迹跟踪控制系统设计时的参考输入。     

高超声速飞行器交互式多模型跟踪算法仿真

针对临近空间高超声速飞行器的运动状态多变,目前单一跟踪模型已经很难描述出目标的特性,根据多变的运动特点,将交互式多模型( IMM)算法应用于高超声速飞行器跟踪领域。该算法可以有效地根据各个模型的概率进行准确的调整,特别是对于机动目标的跟踪。文中根据IMM算法在临近空间环境下对高超声速飞行器进行了跟踪仿真。通过Monte-Carlo仿真,结果表明该算法在临近空间中具有较好的跟踪精度,同时可以提高高速飞行目标的跟踪精度。     

基于Terminal 滑模的高超声速飞行器姿态控制

针对高超声速飞行器六自由度再入模型,考虑模型参数不确定和外界干扰对再入姿态控制的影响,基于Terminal滑模对再入过程中姿态角的跟踪控制问题进行研究.为了减少外界高频噪声对系统性能的影响,首先,利用多时间尺度技术将姿态模型划分为双环结构;然后,分别针对各环路设计Terminal滑模控制器,并通过Lyapunov理论和奇异摄动理论对系统的稳定性进行证明.仿真结果表明,对于六自由度再入模型,该控制方法能够很好地跟踪再入制导指令.     

一种GRNN神经网络的高超声速飞行器轨迹预测方法

在针对高超声速飞行器的拦截作战中,对其轨迹的准确预测是成功拦截的重要基础。基于对高超声速飞行器轨迹特性的分析,以广义回归神经网络GRNN(Generalized Regression Neural Network)理论为依据,对高超声速飞行器的轨迹预测进行研究。通过对轨迹误差产生的原因进行分析,针对高超声速飞行器提出了基于误差修正的GRNN轨迹预测算法。通过仿真验证了算法的有效性,研究结果表明,随着观测数据的增加,算法的误差范围逐步减小,误差修正的效果越来越好。     

融合强化学习和进化算法的高超声速飞行器航迹规划

由于高超声速飞行器的复杂特性,对其进行航迹规划是一项非常困难的任务.本文针对高超声速飞行器巡航段,提出了一种将无模型的强化学习和交叉熵方法相结合的在线航迹规划算法.本文将航迹规划问题建模为环境信息缺失程度不同的马尔可夫决策过程,利用(PPO)算法在建立的飞行环境模拟器中离线训练智能体,并通过提高智能体的动作在时间上的相关性来保证航迹的曲率平滑.交叉熵方法则以已训练的智能体由观测到的状态给出的动作作为一种先验知识,进一步在线优化规划策略.实验结果表明了本文的方法可以生成曲率平滑的航迹,在复杂的飞行环境中具有较高的成功率,并且可以泛化到不同的飞行环境中.     

Reentry Trajectory Optimization for Hypersonic Vehicles Using Fuzzy Satisfactory Goal Programming Method

Constrained reentry trajectory optimization for hypersonic vehicles is a challenging job. In particular, this problem becomes more difficult when several objectives with preemptive priorities are expected for different purposes. In this paper, a fuzzy satisfactory goal programming method is proposed to solve the multi-objective reentry trajectory optimization problem. Firstly, direct collocation approach is used to discretize the reentry trajectory optimal-control problem with nonlinear constraints into nonlinear multiobjective programming problem with preemptive priorities, where attack angles and bank angles at nodes and collocation nodes are selected as control variables. Secondly, the preemptive priorities are transformed into the relaxed order of satisfactory degrees according to the principle that the objective with higher priority has higher satisfactory degree. Then the fuzzy satisfactory goal programming model is proposed. The balance between optimization and priorities is realized by regulating parameter λ, such that the satisfactory reentry trajectory can be acquired. The simulation demonstrates that the proposed method is effective for the multi-objective reentry trajectory optimization of hypersonic vehicles.     

多约束下助推滑翔弹道发射角优化研究

临近空间飞行器利用临近空间独特的环境特点,采用助推滑翔式弹道实现高超声速滑翔和机动,极具发展潜力,但同时对助推段与滑翔段交班条件、恶劣环境下的精确末制导等方面提出了极为苛刻的要求,因此助推段飞行程序的设计对全弹道而言至关重要。针对临近空间飞行器基于助推滑翔式弹道打击不同距离目标的要求,在满足多约束条件下,采用复合形法对弹道的发射角进行优化,优化后的发射角可以有效降低后续滑翔、再入段的设计难度,为弹道设计提供较大的设计裕度。仿真结果显示,该方法有效且对初始控制参量取值要求不严格,具有较强的适应性。     

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.     

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。     

Continuous Sliding Mode Controller with Disturbance Observer for Hypersonic Vehicles

In this paper, a continuous sliding mode controller with disturbance observer is proposed for the tracking control of hypersonic vehicles to suppress the chattering. The finite time disturbance observer is involved to make that the continuous sliding mode controller has the property of disturbance rejection. Due to continuous terms replacing the discontinuous term of traditional sliding mode control, switching modes of velocity and altitude firstly arrive at small regions with respect to disturbance observation errors. Switching modes keep zero and velocity and altitude asymptotically converge to their reference commands after disturbance observation errors disappear. Simulation results have proved the proposed method can guarantee the tracking of velocity and altitude with continuous sliding mode control laws, and also has the fast convergence rate and robustness.      

Decoupling Trajectory Tracking for Gliding Reentry Vehicles

A decoupling trajectory tracking method for gliding reentry vehicles is presented to improve the reliability of the guidance system. Function relations between state variables and control variables are analyzed. To reduce the coupling between control channels, the multiple-input multiple-output (MIMO) tracking system is separated into a series of two single-input single-output (SISO) subsystems. Tracking laws for both velocity and altitude are designed based on the sliding mode control (SMC). The decoupling approach is verified by the Monte Carlo simulations, and compared with the linear quadratic regulator (LQR) approach in some specific conditions. Simulation results indicate that the decoupling approach owns a fast convergence speed and a strong anti-interference ability in the trajectory tracking.      

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。     

基于迭代学习的农业车辆路径跟踪控制

由于农作物的播种、收获、除草和农药化肥喷洒具有周期性的特点,农业车辆在执行农田作业时具有较强的重复性. 基于迭代学习控制（Iterative learning control,ILC）方法研究农业车辆的路径跟踪问题,建立了农业车辆的两轮移动机器人运动学模型,设计了车辆路径跟踪的迭代学习控制算法,并基于压缩 映射方法理论上证明了算法的收敛性. 研究表明,迭代学习控制可有效利用农业车辆运行的重复信息,实现车辆期望路径有限区间内的高精度完全跟踪控制. 仿真示例验证了本文方法的有效性.     

Modeling and Trajectory Tracking Control for Flapping-Wing Micro Aerial Vehicles

This paper studies the trajectory tracking problem of flapping-wing micro aerial vehicles(FWMAVs)in the longitudinal plane.First of all,the kinematics and dynamics of the FWMAV are established,wherein the aerodynamic force and torque generated by flapping wings and the tail wing are explicitly formulated with respect to the flapping frequency of the wings and the degree of tail wing inclination.To achieve autonomous tracking,an adaptive control scheme is proposed under the hierarchical framework.Specifically,a bounded position controller with hyperbolic tangent functions is designed to produce the desired aerodynamic force,and a pitch command is extracted from the designed position controller.Next,an adaptive attitude controller is designed to track the extracted pitch command,where a radial basis function neural network is introduced to approximate the unknown aerodynamic perturbation torque.Finally,the flapping frequency of the wings and the degree of tail wing inclination are calculated from the designed position and attitude controllers,respectively.In terms of Lyapunov's direct method,it is shown that the tracking errors are bounded and ultimately converge to a small neighborhood around the origin.Simulations are carried out to verify the effectiveness of the proposed control scheme.