基于 G-MPSP 算法的非线性制导律研究

针对带有末端多约束的非线性制导问题,运用通用模型预测静态规划（ G-MPSP）算法设计了一种快速求解连续时间系统具有终端落角约束的非线性最优制导律。该算法通过向后迭代求解小维数权矩阵微分方程对控制量进行更新,将动态优化问题转化为静态优化问题,计算效率得以提高。考虑目标以不同的方式机动,仿真结果表明,末端位移偏差小于1.0 m,末端角度约束偏差可控制在0.1°范围内,该制导律能够满足脱靶量和末端角度双重要求,法向过载在整个制导过程中变化平缓。     

垂直发射快速转弯气动力/推力矢量控制研究

研究战术导弹垂直发射快速转弯复合控制技术.针对气动力/推力矢量复合控制技术,提出了战术导弹垂直发射程序转弯方案;建立了导弹的气动力/椎力矢量复合控制数学模型;通过设计线性组合的舵复合策略,将系统由多输入-单输出,转变为单入-单出系统;设计了复合控制回路井进行了回路分析,纵向回路频域特性分析表明,系统具有良好的鲁棒性和动态特性;最后通过弹道的六自由度仿真,验证了所设计的复合控制策略的可行性.     

RBCC高超声速飞行器上升段轨迹快速优化

针对火箭基组合循环(RBCC)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的RBCC动力上升段轨迹快速优化方法。针对攻角控制系统是否存在二阶滞后情况,分别建立了适用于RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化的数学模型。基于凸优化理论对原优化模型进行凸化和离散化处理,进而设计了改进的轨迹优化求解策略。以末端机械能最大为优化指标,针对攻角控制系统存在/不存在二阶滞后的情况分别进行了上升段轨迹优化仿真。结果表明,所构建模型和轨迹优化方法可以快速、有效地完成RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化,优化结果符合RBCC动力系统工作特点,且可为RBCC动力运用和攻角控制系统设计提供参考。     

基于混沌多项式的再入滑翔鲁棒轨迹凸优化

针对参数不确定条件下高超声速飞行器再入滑翔轨迹设计问题，研究了一种增强抗干扰能力和过程可靠性的鲁棒轨迹优化方法。构建不确定条件下再入滑翔鲁棒轨迹优化模型，并设计了基于高斯求积与非嵌入式混沌多项式的不确定性量化传播算法，从而将其转化为维数扩展的确定性轨迹优化问题；利用凸优化技术对该问题进行凸化和离散，设计了一种基于序列凸优化算法的轨迹优化求解策略，以实现对该高维确定性问题的快速求解。以美国X-33的高超声速滑翔再入为例进行了仿真验证。结果表明，与传统确定性轨迹优化算法相比，所提方法能够有效降低随机干扰对再入滑翔轨迹的影响，从而提升轨迹的可靠性与鲁棒性；与现有典型鲁棒轨迹优化方法相比，所提方法具有相当的精度和显著的计算效率优势。