空射近空间飞行器助推弹道规划方法

为研究空射近空间飞行器低弹道快速入轨弹道规划问题,将空射近空间飞行器助推弹道分为投放段、一级飞行段、无动力滑行段、二级飞行段。一级飞行段采用最大可用过载快速拉起; 二级飞行段纵向剖面采用基于分段多项式的参数化控制方法,二级飞行段横向剖面设计了基于三角函数的参数化能量管理; 形成了多段多约束参数化助推弹道规划模型,采用改进粒子群算法对该问题进行求解。仿真结果表明:规划弹道满足过载、控制及分离等各类约束条件; 该方法具有很高的求解精度和较快的求解速度,能获得满足不同交班需求的参考弹道。     

高超声速助推飞行试验技术方案研究

以高超声速飞行器为有效载荷，进行了高超声速助推飞行试验技术方案研究，并通过分析气动力参数、设计变量参数的范围及约束条件，进行了助推弹道设计，确定了二级助推发动机设计要求，并利用调整发射俯仰角、滑行时间和配重物质量来调整助推弹道参数，将高超声速飞行器送入试验弹道．最后将计算结果与美国HyFly计划陆基发射试验的弹道实测数据进行对比分析．结果表明，设计结果与HyFly试验数据较吻合，验证了助推飞行试验技术方案的可行性与正确性．     

非均匀参数化方法在弹道优化中的应用

为获得最优滑翔方案弹道,基于制导炮弹质点弹道模型、飞行状态约束条件与最大射程目标函数,建立了增程弹道优化模型。针对传统的均匀参数化方法难以精确逼近最优弹道的问题,将控制时域非均匀离散化,各时间段长度作为优化参数。采用变尺度的非均匀参数化方法和序列二次规划方法相结合,对滑翔方案弹道进行优化。仿真结果显示:相比传统方法,该方法设计的方案弹道的射程更远、终端速度更大,具有更强的弹道性能优势。     

冲压发动机为动力导弹爬升弹道优化

针对以冲压发动机为动力的战术导弹的爬升弹道优化，建立了优化问题的数学模型，提出了基于射程直接离散的参数化方法，分别就耗油最少和飞行时间最短的爬升弹道利用遗传算法进行了优化。通过仿真获得了这两种优化弹道．并证明了这种参数化方法对于处理这种弹道优化问题是有效的。弹道的优化研究为以冲压发动机为动力的战术导弹的弹道设计提供了理论参考。     

高超声速临近空间飞行器铰链力矩最小俯冲弹道设计

为解决高超声速临近空间飞行器俯冲段铰链力矩过大问题,给出了一种降低铰链力矩的俯冲弹道设计方法.在建立俯冲弹道优化模型的基础上,利用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,进而将其作为极大极小优化问题采用序列二次规划方法进行求解,其中优化的初值由按照最优导引方式生成的初始弹道获得.在普通台式机上耗时约2min,获得的优化弹道铰链力矩峰值下降达67%,并且各种约束条件均可满足,采用美国GAV-H飞行器总体和气动参数进行了铰链力矩最小俯冲弹道仿真,分析了最优俯冲起点的选取策略,结果表明,该铰链力矩最小俯冲弹道设计方法具有可行性.     

远程变后掠翼巡航导弹多任务弹道设计及仿真

为研究适配变后掠翼巡航导弹多任务飞行的弹道设计问题,将导弹飞行过程分为爬升、巡航、下滑、盘旋和攻击5个飞行阶段。为了使导弹实现快速平稳的爬升和下滑,并顺利地转入巡航和盘旋阶段,弹道高度采用指数形式的程序飞行高度指令函数,并根据导弹运动方程,解析出高度指令函数关键参数的选择公式; 盘旋段采用覆盖作战区域的圆形弹道,偏航过载指令由与作战区域面积相关弹道曲率得出; 巡航段采用等高飞行直线弹道,攻击段采用自动寻的导引。弹道仿真结果表明,所设计的多任务弹道及指令合理,满足多任务飞行和高精度制导要求。     

可重复使用助推飞行器轨迹优化研究

在充分调研国内外轨迹优化方法的基础上,针对可重复使用助推飞行器飞行过程中有一段大攻角飞行且期间还需进行一次大角度翻转的飞行模式,以俯仰角为最优控制量,采用直接打靶法和序列二次规划法,选择速度作为过渡量,将分离点至再入结束点的飞行过程分为调姿转弯段和再入段进行优化.分析了过渡速度和分离点处弹道倾角的取值,得到了较为合理的过渡速度和分离点处弹道倾角的取值范围,进行了该飞行过程的全段轨迹优化.仿真结果表明本文给出的优化策略能较好地获得一条满足约束条件的优化轨迹.     

高超声速滑翔飞行器再入拉起段弹道优化设计

针对高超声速滑翔飞行器"跳跃滑翔"飞行时再入拉起段高度跨度大、大气密度变化剧烈的恶劣环境,提出基于高斯伪谱法的高超声速滑翔飞行器再入拉起段弹道规划方法。首先建立高超声速飞行器动力学模型,确立约束条件,然后选取驻点热流最小为目标函数,并根据再入拉起段环境将弹道分成两段,采用高斯伪谱法建立连接条件并分段优化。结果表明,该方法计算速度快,拟合的弹道满足各种约束,并且控制量变化平缓,实际飞行中容易实现。     

基于高斯伪谱法的二级助推战术火箭多阶段轨迹优化

针对二级助推战术火箭在多种约束下的高精度轨迹优化问题,提出了一种基于高斯伪谱法（GPM）的多阶段轨迹优化方法。针对二级发动机的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段。为了提高禁飞区或敌方火力覆盖区附近的优化轨迹精确度,引入准接触点概念,将全弹道进一步进行阶段细分,并以连接点确保相邻阶段的顺利连接。利用GPM将轨迹规划问题转化为非线性规划问题进行求解。为了进一步提高计算效率、降低初值设置的难度,设计了基于初值生成器的迭代策略,实现了二级助推战术火箭多阶段轨迹优化。充分考虑飞行器各阶段飞行特点和约束,通过数值算例表明了该方法的优点。仿真结果表明,所提优化方法求解效率高,能够得到可行的最佳轨迹。     

飞行器往复式滑翔延时弹道特性

为进一步延长侦察类巡航导弹的飞行时间,提出一种新型亚音速往复式滑翔盘旋弹道方案,并分析该弹道方案的延时效率及其特性。通过计算流体力学数值风洞获取飞行器的气动参数,采用4阶Adams-Moulton算法数值求解飞行器的弹道控制方程组,对比分析水平盘旋和往复式滑翔盘旋弹道方案的飞行时间差异,进一步分析飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道飞行时间的影响。结果表明：飞行器往复式滑翔延时弹道方案可以延长飞行时间,相对于水平盘旋弹道最优工况延时效率可达到14.79%;在飞行器往复式滑翔盘旋弹道实现的前提下,飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道的飞行时间影响不大。     

吸气式飞行器爬升段轨迹与速度在线规划及制导律设计

由于吸气式飞行器全程在大气层内飞行,飞行弹道极易受到发动机性能偏差、气动偏差和风干扰等影响,导致爬升段初始条件具有较大的不确定性。针对该问题,将轨迹控制回路与速度控制回路作为2个相互独立的回路进行设计,建立了在线轨迹规划与速度规划和导引模型,并以射程最大化为目标,采用拟牛顿法进行多变量寻优,得到需用最优爬升时间和加速时间。最后以典型工况为例进行数学仿真,验证了该方法的合理性与有效性。     

基于飞行性能估算的高超声速飞行器总体参数优化研究

为了获得起飞质量最轻的飞行器概念方案,以3种不同动力组合的高超声速飞行器为比较对象,设定统一的优化约束条件。根据功能原理,建立基于飞行性能评估的高超声速飞行器总体参数优化方法,并开发专门软件进行优化计算。最后,通过分析计算结果,给出了3种高超声速飞行器方案的对比结论。     

基于不确定性的内外弹道联合优化方法

针对飞行器内外弹道设计分离,且设计余量保守,难以获得最优方案的问题,给出一种基于不确定性的内外弹道联合优化设计方法。建立面向联合优化的固体动力模型,将"有偏差无余量"的不确定性优化方法应用于设计过程,给出优化三要素,开发了基于iSIGHT的内外弹道联合优化软件。数值仿真表明,在起飞质量、射程等约束条件不变的情况下,该方法可有效提高飞行器的运载能力。     

多约束条件下的升力滑翔式再入轨迹优化

结合多约束再入飞行任务,以升力式再入飞行器为研究对象,给出完整的弹道优化模型,研究弹道优化数值解法,并采用高斯伪谱法进行求解计算,得到满足相应约束条件的再入飞行轨迹。仿真结果表明,高斯伪谱法能够求解此类多约束飞行轨迹优化设计问题,并具有较好的效果。     

一种基于动压变化的火箭助推段弹道设计方法

飞行器在大气层内高速飞行时,主动段动压数值大,变化幅度大,给飞行器姿态控制系统设计和载荷设计带来较大难度。主动段一级飞行段弹道一般采用一次下压的形式,当飞行器要求全程在大气层中飞行时,一次下压已不能满足要求。针对以上问题,在弹道设计时,采用基于动压变化的二次下压弹道设计方法,在满足飞行约束的同时减小动压,为姿态控制系统设计和载荷设计创造良好的环境。最后通过数学仿真,验证了所提方法的合理性和有效性。     

中远程火箭被动段飞行参数的一种预示方法

对中远程火箭，在地面冲量发射、椭圆弹道和最小能量弹道的假设条件下，再入段在“直线弹道”的假设条件下，对给定射程提出了一种预示再入飞行器被动段飞行参数的近似解析计算方法。再入飞行器被动段飞行参数包括：被动段飞行时间；最大飞行高度；再入初始飞行速度与弹道倾角；最大轴向过载系数与最大动压及它们的发生高度；驻点最大外压、最大热流与总加热量；球头最大热流与总加热量；锥面最大外压、最大热流与总加热量；再入段飞行时间等。     

国外临近空间飞行器全程弹道一体化设计与优化

在传统的弹道分段优化设计基础上,针对国外某临近空间飞行器,提出一种全程弹道一体化设计与优化方法。建立包含助推段、变轨段、滑翔段与下压段的复杂多阶段多约束全程弹道优化模型,采用Guass伪谱法进行参数离散,基于遗传算法与序列二次规划法组成的复合优化算法,实现了全程弹道优化仿真计算。仿真结果验证了多阶段多约束优化模型处理方法的可行性,检验了全程弹道一体化设计与优化算法的有效性,为解决各类弹道优化问题提供了一种新的求解思路。     

滑翔式飞行器再入弹道设计

针对滑翔式飞行器的弹道特征,提出了一种方案弹道设计方法,将整个再入弹道分为下降段、滑翔段和末制导段,通过简化的控制指令实现下降段和末制导段弹道,并通过"H-V曲线设计+弹道跟踪"的方法来实现滑翔段的弹道设计,根据侧向运动要求调整侧倾角的变号时机,迭代得到完整的再入基准轨道。最后的算例表明,该方法能快速得到一条针对某一飞行任务的再入弹道。     

滑翔飞行器再入段弹道特性分析

为解决滑翔飞行器再入段受力复杂、非线性约束条件多、弹道设计难度大的问题,对平衡滑翔条件下的 弹道解析关系进行分析。根据平衡滑翔的概念,通过简化的动力学微分方程,对滑翔飞行器再入段弹道影响因素进 行分析,联合大气指数模型,推导出平衡滑翔条件下的弹道初始参数与速度、射程以及高度的解析关系,并进行仿 真验证。仿真结果表明：更高的滑翔初速和最优的平衡滑翔初始入射角可以增加滑翔距离,不同高度再入时对射程 影响不大。     

滑翔飞行器多投放条件下飞行性能优化

滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明：初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。