助推-滑翔导弹弹道优化与总体参数分析

为解决助推-滑翔导弹的弹道设计与性能分析问题,提出了一种分段优化的全弹道设计方法.利用工程估算方法估算导弹的助推器参数,建立了弹道优化模型,将全弹道分为主动段和滑翔弹头飞行段,分段进行弹道优化.采用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,采用序列二次规划(SQP)等数值方法进行求解.仿真结果表明,Gauss伪谱法处理此类多阶段多约束的弹道优化问题效果较好,最优弹道起伏较小,控制量变化平滑,各项约束都得到满足.利用弹道优化分析了起飞质量、主动段终端倾角对导弹射程的影响,并与弹道导弹进行了比较,结果表明,助推-滑翔导弹在增程方面具有较大优势.     

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。     

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。     

基于动压剖面的再入弹道解析解

针对升力体飞行器滑翔再入的飞行特点,提出基于动压剖面的再入弹道解析方法.首先,推导基于动压和高度历程的质点动力学方程,并给出已知动压剖面求弹道的解析算法.其次,根据飞行任务把滑翔再入过程分成初始下滑段和准平衡滑翔段,通过动压规划设计准平衡滑翔段弹道.最后仿真表明基于动压剖面的弹道设计方法能满足滑翔再入的飞行任务和飞行约束.     

高超声速飞行试验助推段弹道优化方法

为减小高超声速飞行试验助推段飞行环境的恶劣程度,提出了一种生成三自由度最优弹道的方法。采用基于攻角编码的遗传算法,并用三次样条对攻角-时间历程进行平滑处理。优化过程首先搜索满足窗口参数的可行解,然后以攻角范围、最大动压、最大法向过载等参数为目标函数,以窗口参数为约束,搜索飞行环境恶劣程度最低的最优化弹道。计算结果表明,该算法能够避免理论弹道中存在局部高风险阶段的情况,并具有良好的鲁棒性。     

RBCC飞行器上升段飞行走廊规划方法

摘要：为解决火箭基组合动力飞行器上升段飞行过程中飞行走廊规划的问题,提出一种基于马赫数-高度参考曲 线的走廊规划方法。针对飞行器的飞行任务及飞行过程中的多约束问题,建立基于二分法求解迎角实现走廊规划的 算法流程,选择马赫数-高度曲线作为走廊剖面,依据二分法求解迎角最大值最小值的思路,对马赫数和迎角二分求 解,并对规划方法进行了仿真分析。仿真结果表明,该方法能够在满足各种约束的情况下求解出合理的走廊剖面。     

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。     

洲际助推-滑翔导弹弹道优化与分析

为了得到洲际助推一滑翔导弹的最优弹道,给出了弹道分段准则,分析了适合的弹道形式;建立了纵平面运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型.针对其弹道优化问题,在考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、突防、弹头鼻头滞点热率与壁温等约束条件下,建立了助推段与滑翔段的多约束多阶段弹道优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.仿真给出并比较了3种情况的弹道优化结果.分析表明,助推-滑翔-弹跳弹道更适合于尖鼻头洲际助推-滑翔导弹.     

基于改进标称轨道法的再入轨迹设计

对航天飞机标准轨道法进行改进,在更新部分D-V剖面、更新整个D-V剖面的基础上,提出第3种剖面更新的方法,以下简称修正标准飞行剖面参数法。该方法在考虑当前飞行时刻的瞬间,平移整个标准飞行剖面,以满足航程要求;采用轨道跟踪控制技术跟踪标准飞行剖面,使得实际航程逼近标准航程;该方法不更新D-V剖面,降低了算法的复杂性,减少计算量并具有较高的制导精度。基于该方法对NASA马歇尔空间飞行中心研究的空天飞行器模型进行再入轨迹设计,仿真结果表明,该方法获得的轨迹不仅能满足过载、热流和动压等过程约束及终端约束,并且轨迹光滑,无跳跃,具备一定的工程应用价值。     

基于免疫克隆选择算法的爬升飞行方案优化设计

无人飞行器的爬升段弹道设计是一类较为复杂的非线性问题,需要进行优化设计。分析了爬升段弹道飞行的主要约束条件,应用非均匀B样条(Non-uniform B-spline,NUBS)方法对爬升飞行方案进行了参数化处理,基于结合非一致性变异和自适应变异的免疫克隆选择算法设计了爬升段弹道的优化方案。仿真结果表明,优化后的飞行方案可以使无人飞行器在短时间平稳地爬升至指定高度并转入平飞,且各项参数满足约束条件要求。     

空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考; 从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。     

组合动力运载器返回段轨迹设计建模研究

为克服当前已有升力式航天器再入模型的不足,建立适应于下面级组合动力运载器的返回段轨迹设计模型,对下面级组合动力运载器返回段轨迹特点和设计难点进行了分析,并针对此类飞行器返回过程中初始状态散布大、返回过程需进行机动转弯和冲压模态动力巡航、各阶段轨迹设计要求各异的问题,在转弯段以运载器速度为积分变量,通过引入方位-视线角偏差标志转弯终点,能够有效处理组合动力运载器返回过程各类约束。该模型计算结果符合组合动力运载器返回段轨迹特点和任务需要,能够满足此类运载器返回段轨迹设计要求。     

带推力高超声速飞行器非连续点火再入轨迹研究

带推力高超声速飞行器非连续点火助推可有效提高再入飞行器灵活性和机动性。为分析点火时刻和助推时长对飞行器再入轨迹的影响，根据发动机开关机状态，改进高斯伪谱法将非连续点火助推再入轨迹进行分段优化处理，实现不同点火时刻和助推时长的再入轨迹优化。发动机关机时，利用高斯伪谱法生成满足多约束条件的最优再入轨迹；发动机点火后，按照给定控制输入，由数值积分计算生成再入轨迹。在分段点处附加约束条件，保证飞行器状态在分段点处连续衔接。选取再入过程中A、B、C、D 4个典型时刻进行发动机一次点火和二次点火，以横向航程最大为目标，设计仿真算例。研究结果表明：改进的高斯伪谱法可有效求解带推力飞行器非连续点火再入轨迹优化；在助推发动机总冲一定时，点火时刻对飞行器再入轨迹影响明显。     

吸气式超声速导弹爬升段轨迹在线规划与跟踪设计

为解决吸气式超声速导弹如何最优地爬升到巡航状态的问题,提出了一种吸气式超声速导弹的爬升轨迹在线规划与跟踪控制设计方法。将爬升段弹道分解为2个相切的圆弧,利用数学几何方法,推导了两相切圆的相关参数及代数方程,建立了爬升段的参考轨迹,并通过动虚拟目标追踪法设计了参考轨迹的跟踪制导律,从而实现了基于两圆相切理论的爬升段轨迹在线规划与跟踪控制,最后以典型工况为例,进行了数字仿真验证,并与hp自适应伪谱法的优化结果进行了对比分析。仿真结果表明,参考轨迹与优化结果差别不大,能够准确跟踪参考轨迹,同时算法简单,便于工程实现。研究成果可为吸气式超声速导弹爬升段轨迹设计提供参考。     

基于线性引力场的运载火箭弹道设计研究

为了解决运载火箭末级小推重比情况下最优弹道设计的问题,达到火箭入轨速度损失更小、消耗推进剂更少的目的,采用更加准确的线性引力场模型,通过简化偏航程序角和协态变量,将真空飞行段最优推力方向转换为含有5个约束条件的两点边值问题进行求解,进而通过积分运动方程得出最优弹道.此外,结合运载火箭飞行的特点对迭代初值进行了研究,提出...     

复杂约束条件下的再入轨迹迭代求解方法

针对复杂非线性约束条件下,高超声速飞行器再入轨迹优化问题强非线性、多阶段、多约束的特点,提出了一种基于Gauss伪谱法的逐步添加约束的迭代求解方法。完善了规则形状禁飞区约束建模,提出更切实际的禁飞区模型以适应不同任务需求;提出逐步添加约束的迭代求解框架,该框架从解构复杂约束入手,由简至繁逐步添加约束并迭代求解逼近原复杂问题的解;以时间最短为优化目标,对考虑驻点热流密度、过载、动压和禁飞区等多约束的条件下的轨迹优化问题进行仿真计算。仿真结果验证了该算法的正确性、有效性和较好的鲁棒性。     

考虑零控拦截的中制导最优弹道修正

针对临近空间防御作战问题,设计了考虑零控拦截的中制导段最优弹道修正算法。通过分析末制导阶段拦截弹和目标的相对运动关系,推导得到了零控拦截条件,此条件由目标和拦截弹的速度比以及二者速度矢量和视线之间的夹角唯一确定;针对目标信息更新造成的基准弹道不满足零控拦截条件的情形,提出了在中制导段进行最优弹道修正的方案,调整中制导和末制导交接班时刻拦截弹状态,以重新满足零控拦截条件;通过对基准弹道满足的最优化条件以及横截条件进行再次求导,推导得到了控制量的补偿量,此补偿量的求解考虑到了拦截弹的初始状态偏差以及终端约束偏差,确保了指令解算的可实现性。通过仿真验证了所提方法的有效性以及优越性。     

末修姿控段战略导弹弹道仿真模型及散布分析

导出了适用于末修姿控控段弹道仿真的数学模型，用求差法算出了由于后效冲量及其偏差引起的主动段终点参数散布，找出了引起散布的主要因素，为现有及未来战略导弹的精度分析提供了直接依据。     

舰载共架垂直发射导弹发射时间协调

为了避免发射和飞行中2枚导弹的相互干扰,研究了共架垂直发射导弹的发射时间协调,基于垂直发射导弹发射初始段的运动特性,考虑垂直上升段和程序转弯段的弹道散布误差,建立了弹道散布体时域模型; 引入距离裕度的概念,对不同发射时刻下2枚导弹的预定弹道管道进行冲突检测,并根据距离裕度确定导弹发射间隔时间。仿真结果表明,得到的冲突检测与消解的时间在100 ms级,满足实战要求。     

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。