高超声速飞行器实时最优伪谱反馈末制导算法研究

针对高超声速飞行器攻击目标末制导阶段快速、准确的任务要求,提出了一种飞行器实时最优伪谱反馈末制导算法.该算法首先离线生成一条满足各种约束的飞行器攻击最优轨迹,然后在某一时刻点应用伪谱算法优化轨迹;通过连续应用伪谱反馈制导算法,实时在线更新再入轨迹,直至命中目标.在考虑模型中存在误差及干扰的情况下,证明了该算法的收敛性;...     

多约束在线高斯伪谱末制导方法

针对高超声速飞行器研究了一种既能保证终端位置、动压、法向过载约束,又能保证终端落角、落速约束的末段制导方法。该制导方法基于高斯伪谱法实时解算非线性最优控制问题以获得最优反馈控制,将一种初值猜测策略加入到高斯伪谱法解算过程中以加速算法收敛,并在无反馈信息的最后一个制导周期使用比例导引方法以保证飞行器准确命中目标。在三自由度模型各项拉偏情况下进行蒙特卡洛打靶实验,仿真结果表明,在较恶劣的飞行环境下,在线高斯伪谱制导方法具有很好的稳定性和鲁棒性。     

运载器大气层内轨迹在线规划与闭环制导

针对传统运载器上升段制导算法简单易行,但在稠密大气层内可能出现耗时长、任务适应性差、制导精度较低等问题,通过基于非线性规划(NLP)的通用轨迹快速优化方法解决运载器大气层内上升段轨迹在线规划问题,采用两步MGPA非线性规划算法,并应用基于LQR的闭环制导方法实现对规划弹道的精确跟踪,最后进行了仿真分析。结果表明所研究的运载器大气层内轨迹在线规划与闭环制导方法精度、计算效率均满足要求,具有一定的工程应用价值。     

剩余飞行时间估计改进算法研究

针对末制导中剩余飞行时间估计算法误差较大,致使制导精度偏低的问题,提出速度弹道轨迹法和弹目视线平均速度法以精确估计剩余飞行时间。速度弹道轨迹法是通过对速度通过的弹道轨迹进行分割积分计算来求解剩余飞行时间;弹目视线平均速度法是在弹目视线上实时计算平均速度的方法来求解剩余飞行时间。将其应用于多约束条件下的飞行器最优末制导律中,仿真结果表明新算法具有很高的估计精度。     

一种超音速火箭靶弹程序角优化方法研究

针对方案制导超音速火箭靶弹平飞段供靶性能优化问题,提出了一种俯仰程序角优化方法。考虑靶弹弹道始末端点约束及平飞段性能约束,在火箭靶弹纵向飞行平面内建立起俯仰程序角优化设计模型。基于Gauss伪谱法将飞行过程约束转化成对俯仰程序角的约束,将最优控制问题转换为对俯仰程序角的非线性规划问题;利用序列二次规划算法求解。仿真结果表明,该方法能够快速获取最优俯仰程序角,并且具有良好的鲁棒性,为实际工程设计提供参考。     

火箭垂直回收着陆段在线制导凸优化方法

为了研究火箭垂直回收着陆段的制导律设计问题,通过求解最省燃料问题获得制导律,将连续优化问题转化为一类二阶锥凸优化问题(SOCP)。采用凸优化问题求解程序,实时计算最优轨迹获得当前制导周期内的制导律,导引火箭飞向目标点并垂直软着陆。该方法对着陆段初始状态偏差和下降过程中气动扰动有较强的适应性。进行了3个算例的仿真,结果表明:凸优化方法具有确定的收敛性质,相较于Radau伪谱法求解更加高效; 参数设置简单,能够满足实时制导需求,具有在线应用的潜力。     

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。     

最小动压约束下的全程轨迹优化设计方法

针对在包括最小动压约束在内的多约束飞行条件下的机动飞行器轨迹优化问题,建立了利用hp自适应伪谱法的飞行器轨迹优化问题求解方法.仿真分析了在无动力飞行时,最小动压约束对各状态变量的影响以及在最小动压约束下,不同分离点参数对飞行轨迹产生的影响.为提高飞行器性能指标,提出一种利用伪谱法的主动段和无动力段全程轨迹联合优化设计方...     

导弹过渡段弹道优化设计与制导

针对滑翔段到巡航段的过渡段弹道优化与制导问题,在考虑过程约束和巡航段初始约束的条件下,运用Gauss伪谱法将最优控制问题转换为非线性规划问题,利用SNOPT求解了导弹过渡段的最优弹道。然后,将运动方程关于标准弹道线性化,利用LQR最优控制设计弹道跟踪器,给定弹道偏差的条件下,运用MATLAB进行了仿真校验,结果表明LQR跟踪器能够很好的跟踪Gauss伪谱法设计出的优化弹道。     

一种制导航空炸弹最大投弹空域的研究

对某制导航空炸弹在一定的初始投放条件下的最大投弹空域进行了研究。首先建立了该制导航空炸弹在大气层内制导飞行的六自由度数学模型,然后用有控飞行数值仿真模拟出其飞行轨迹,计算出其在给定的各个高度投弹区的范围,对仿真结果进行综合分析得到形成制导航空炸弹最大投弹空域的最优初始投放条件,并给出其最大投弹空域的三维图形。     

故障下高超声速飞行器再入在线轨迹重构

基于改进的网格细化技术和最优反馈控制思想,研究了高超声速飞行器再入段发生执行器故障的在线轨迹重构问题。标称情况下,利用改进的网格细化技术计算满足再入过程约束和终端约束的离线最优轨迹,为故障下在线轨迹重构提供初值猜测值;执行器发生故障后,标称轨迹已经不能满足制导要求,此时针对不同故障下改变的气动系数和再入约束条件,在线生成可行的再入轨迹,并实时反馈更新制导指令。通过采取一系列策略,满足故障下在线轨迹重构的实时性要求。以X-33飞行器为对象的仿真结果表明,执行器故障下在线生成的轨迹满足再入飞行约束和实时性要求,使高超声速飞行器可以安全的与着陆段交班,提高了飞行器的安全性和可靠性。     

采用滚动伪谱优化的组合动力飞行器上升段制导方法

为满足多约束条件下组合动力飞行器上升过程对制导自适应能力的需求,研究了采用滚动伪谱优化的闭路制导方法。在双层滚动优化框架下进行制导,运用分段伪谱法在线实时计算制导指令,根据状态反馈实现指令的快速迭代更新; 引入了网格更新策略改进算法效率,基于实时偏差在线自适应调整制导周期。仿真结果表明,所提制导方法具有可行性,能有效抑制模型参数的不确定性及外界干扰的影响,制导精度满足任务需求; 单次指令解算时间在百毫秒量级,该方法具备一定的工程应用价值。     

基于优化弹道的BPNN预测制导方法

针对飞行器再入滑翔过程,提出一种跟踪优化弹道的BPNN(BP neural network)预测制导方法。首先着眼于多约束下弹道生成的快速性,利用hp-自适应伪谱法进行弹道优化;然后利用弹道样本数据训练BPNN,建立飞行状态参数与终端状态参数之间的非线性映射关系,实现对终端状态的预测;最后为制导律设计了双层线性反馈校正算法,从而完成预测制导关键环节。仿真算例该表明制导方法能够良好地满足再入飞行约束和终端约束,同时可以较好地实现对优化弹道的跟踪,并具有一定的鲁棒性和航程适应性。     

基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化

针对远程精确制导炮弹弹道优化问题,给出了一种基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化方法。以制导炮弹飞行时间为性能指标,考虑一阶动力学滞后,引入虚拟控制量,并将其作为优化变量,为保证攻击效果,对滑翔末端弹道倾角和速度值进行了约束,建立了纵向平面内弹道优化模型。利用Gauss伪谱法对状态量和控制量进行了离散,将最优控制问题转换为非线性规划问题,并利用序列二次规划法对其进行了求解,最后将求解结果与传统的直接打靶法进行了对比。结果表明,该方法具有较高的优化效率,能够快速计算出满足各种约束的滑翔弹道,具有在线优化的潜力。     

制导动能弹最优初始参数计算方法研究

利用制导律和状态参数的代数关系,将带有控制量的微分方程组转化为由状态参数表示的微分方程组,然后利用伪谱法的思想,将由状态参数表示的微分方程组离散成为由一系列状态参数表示的非线性代数方程组,进而将制导动能弹的初始参数优化问题转换成为非线性规划问题,运用序列二次规划法求解最优初始参数。通过计算某型动能弹在不同速度下的最小初始倾角,并与蒙特卡洛计算结果以及在某一初始参数条件下制导方程计算结果对比发现,该方法用于计算多种约束下的制导动能弹最优初始参数是可行的。通过研究分析初始速度和初始倾角对命中性能的影响,进一步验证了该方法的可行性。     

带有落角约束的间接Gauss伪谱最优制导律

针对带有落角约束的末制导问题,提出了一种基于极小值原理和Gauss伪谱法的最优制导律。以期望落角方向为坐标轴定义了落角坐标系,并在其中建立了线性化的导引运动关系方程。将控制系统简化为1阶惯性环节,利用极小值原理得到正则方程,然后引入Gauss伪谱法进行离散,将其转化为代数方程,结合边界条件,推导出最优制导律的解析表达式,无需任何积分过程,避免了求解黎卡提微分方程。仿真结果表明,所提出的算法运算量小,计算效率高,同时也能方便地求解出复杂加权矩阵下的最优制导律,能够在满足落角约束的条件下更快地收敛到落角参考线,并且具有更小的末端需用过载。     

基于高斯伪谱法的枪榴弹制导算法

针对目前枪榴弹制导算法稀少，传统中大口径弹药的制导方法不适用于枪榴弹制导等方面的问题，提出基于高斯伪谱法的枪榴弹制导算法。该算法利用高斯伪谱法规划出一条最优弹道作为标准弹道，依据实时弹道和标准弹道的偏差生成制导指令。以修正能量和制导精度为指标，对该算法进行仿真验证，结果表明该算法具有修正能量小、制导精度高的特点，易于在枪榴弹上实现与应用。     

基于Radau伪谱法的制导炸弹最优滑翔弹道研究

基于Radau伪谱法求解最优控制问题的原理,研究了滑翔型制导炸弹的最大射程优化问题。对制导炸弹动力学模型进行了无量纲化处理,结合极小值原理推导了最优控制轨迹的解析解和一阶必要性条件,采用Radau伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,基于协态映射原理给出了数值解的最优性验证方法。仿真结果表明,Radau伪谱法能够提供具有工程应用价值的最优解,与常规的最大升阻比滑翔弹道相比,优化后的弹道射程增加10%以上。     

火箭基组合循环高超声速飞行器爬升-巡航全局轨迹优化研究

研究火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)高超声速飞行器爬升-巡航全局轨迹优化问题。结合飞行器任务剖面和RBCC发动机特点,给出了飞行轨迹的分段准则,并对各段的特点和难点进行分析。为解决同时优化巡航高度、马赫数、飞行攻角以及发动机节流阀开度的难题,提出一种"粒子群优化算法+伪谱法"的嵌套优化策略。针对该策略,建立了轨迹优化数学模型,在模型求解过程中全面考虑RBCC发动机性能与飞行状态的耦合及动压、过载、热流密度等约束。结果表明,RBCC高超声速飞行器在30km、马赫数为6.5的巡航状态下爬升-巡航全局轨迹燃料最省,且优化所得轨迹满足各约束要求。     

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。