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。     

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.     

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...     

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.     

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。     

基于模糊系统的高超声速飞行器预测控制

高超声速飞行器跨临近空间飞行,具有高超声速、参数时变等特征。本文针对具有大范围时变参数的高超声速飞行器,为使其能有效地跟踪飞行器的高度和速度指令,将基于模糊系统的预测控制应用于高超声速飞行器的轨迹控制中,给出了详尽的设计方法。根据系统的跟踪误差在线调整模糊系统的权值,使其一致逼近高超声速飞行器模型中的未知非线性函数,基于李亚普诺夫原理,推导了规则参数调整的自适应律。仿真结果表明该算法对系统的不确定性有较强的鲁棒性,使高超声速飞行器控制系统具有较好的动态与静态品质,可应用于临近空间飞行器轨迹控制等领域。     

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。     

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。     

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.     

基于差分进化算法的飞行器航迹规划

提出了一种基于差分进化算法的高超声速飞行器航迹规划方法并进行了仿真验证。建立威胁模型,将威胁模型投影到赤道平面内,利用一个有限项的多项式函数来逼近实际航迹在赤道平面内的投影,使航迹规划问题简化为在一个多项式系数空间中的搜索寻优问题。利用差分进化算法,鉴于高超声速飞行器特点,规划得到赤道平面内的航迹,根据对应关系,最后得到实际航迹。仿真结果表明,生成的航迹自动避开了威胁。     

一种非仿射高超声速飞行器输出反馈控制方法

针对一类考虑模型非仿射特性和执行机构饱和特性的高超声速飞行器轨迹跟踪控制问题, 提出一种基于backstepping的输出反馈非线性控制方法. 考虑执行机构故障激发的未知非线性动态, 建立了非仿射形式飞行器模型. 为解决实际工程应用中存在的气流角测量值难以使用的问题, 利用高度和速度测量值以及高阶微分器设计了航迹倾角在线估计方法. 基于跟踪微分器设计了模型干扰项的估计方法, 并解决了backstepping方法应用中存在的“微分项爆炸”问题. 引入辅助系统降低控制量饱和带来的不利影响. 基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性. 最后, 通过对比仿真实验验证了所提方法的有效性.     

基于探索群策略鸽群优化的高超声速飞行器飞/发一体化控制

高超声速飞行器飞/发一体化系统具有气流一体化、结构一体化等强飞/发耦合特性,为控制系统的设计带来一定的挑战。针对高超声速飞行器控制系统设计问题,首先在建立高超飞行器飞/发一体化系统模型的基础上,设计了相应的纵向控制律,提出了一种新型的探索群策略鸽群优化算法,并将其应用于高超飞行器飞/发一体化控制参数整定。最后,通过探索群鸽群优化算法对控制参数进行优化,并与基本鸽群优化、粒子群优化进行了对比仿真分析,验证了所提探索群策略鸽群优化算法的可行性和优越性。     

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.     

基于改进粒子群算法的飞行器协同轨迹规划

考虑气动、轨迹、约束、指标间的耦合关系, 以多高超声速飞行器同时到达为目标建立了协同规划模型; 设计了一种自动满足终端约束的全新滑翔飞行剖面, 减少了规划算法需要处理的约束数量; 推导了滑翔段高精度解析解, 实现了过程约束和性能指标的快速求解; 提出了一种改进粒子群优化(Particle swarm optimization, PSO)算法, 借助强化学习方法构建协同需求与惯性权重间的动态映射网络, 提高了在线规划效率. 最后通过数学仿真验证了方法的正确性和有效性.     

基于变结构理论的高超音速飞机纵向逆飞行控制

针对高超音速飞机模型的高度非线性、强耦合、参数不确定等特点，提出了基于变结构理论的动态逆控制方法．该方法将逆控制的非线性解耦能力与变结构理论的强鲁棒性能有机结合，确保了高超音速飞机飞行的纵向稳定性，改善了其控制性能．仿真研究表明该控制方法对于高超音速飞机是可行的．     

Immersion and invariance-based integrated guidance and control for unmanned aerial vehicle path following

An integrated guidance and control scheme is proposed on path following for the unmanned aerial vehicle. It is capable of handling the coupled non-linearities of the path's kinematics and the aircraft's dynamics independently. In the path coordinate, the guidance law is designed based on a nominal model, and the non-linearity of the path's kinematics is taken into full consideration. In the time coordinate, the flight control law is designed as a feed-forward controller, and it can guarantee the robustness of the guidance law with respect to the actual aircraft's dynamics. Instead of only employing Lyapunov method, the concept of immersion and invariance is also applied to explicitly analyse the stability in both time and path coordinates, and the asymptotic stability of the closed-loop system can be guaranteed. What is more, the regulation-based and immersion-based adaptive technologies are synthetically utilised to handle the unknown parameters. Finally, the numerical simulations demonstrate the effectiveness of the developed integrated guidance and control scheme.     

基于反步法的高超音速飞机纵向逆飞行控制

针对高超音速飞机纵向运动的数学模型具有严重非线性、不稳定、多变量耦合以及不确定的气动参数等特点，采用非线性动态逆控制与反步法相结合的方法为其设计飞行控制系统．该系统以非线性动态逆控制作为控制内环，通过将非线性的多输入多输出系统进行精确线性化，解除了多变量之间的强耦合关系；并以反步法作为控制外环．保证系统的全局稳定以及抑制不确定参数的扰动．仿真研究表明．所提出的控制方法可以确保高超音速飞机的纵向稳定性．改善其飞行品质．