高超声速飞行器多约束参考轨迹快速规划算法

针对多约束的高超声速滑翔飞行器的再入轨迹优化时对初值敏感的问题,提出一种参考轨迹快速规划算法。对运动方程进行了无量纲处理并引入适合优化求解的替代变量,通过纵向再入走廊和侧向制导的规划使所有过程约束和终端约束完全满足。仿真结果表明,得到的参考轨迹接近最优解,大幅缩短了后续优化工作所需的时间,具有重要的工程实用价值。     

亚轨道飞行器返回段动力学虚拟样机设计

为进行亚轨道飞行器返回段飞行仿真实验,详细划分返回段动力学虚拟样机层次结构,建立虚拟样机各子系统数学模型,并以此为基础在VPM（Virtual Prototype and Modeling）仿真平台上实现亚轨道飞行器返回段的动力学虚拟样机设计．使用现有的亚轨道飞行器总体方案在该虚拟样机系统上完成虚拟实验,仿真结果表明,该虚拟样机系统设计合理,可以为今后的亚轨道飞行器研制工作提供一定的技术支持．     

基于改进分段Gauss伪谱法的带推力高超声速 飞行器再入轨迹规划

再入轨迹规划是高超声速飞行器领域的热点问题,已吸引了众多国内外专家的关注. Gauss伪谱法以及分段Gauss伪谱法是解决含有多约束轨迹规划问题的一类有效工具.然而,发动机多次点火熄火导致推力不连续以及点火时刻控制输入的连续性要求是带推力高超声速飞行器再入轨迹优化面临的新挑战.本文将问题简化为多脉冲再入轨迹规划问题,基于改进分段Gauss伪谱法生成满足多条件约束的最优再入轨迹.通过设置分段Gauss伪谱法连续性条件,确保飞行器状态与控制输入在分段点处连续衔接.通过无动力自由再入与带推力再入算例对改进分段Gauss伪谱法进行说明,仿真结果也表明,改进分段Gauss伪谱法可有效求解带推力高超声速飞行器再入轨迹规划.     

热率约束下高超声速飞行器Gauss时间网格参数化轨迹规划

针对热率约束下高超声速飞行器(HV)再入轨迹规划, 提出一种结合光滑化不等式约束处理和非均匀Gauss离散时间网格的改进控制变量参数化(CVP)优化算法. 首先, 结合HV动力学方程和约束条件建立了HV再入轨迹优化问题; 然后, 采用光滑化函数对不等式路径约束进行处理并引入附加状态变量转化进微分方程中; 进一步, 在CVP算法框架下, 给出了基于Gauss分布的时间网格控制参数化策略, 以此改善HV攻角控制精度进而提升HV再入航程; 最后, 在通用航空器模型上进行仿真测试, 验证提出方法的性能并分析不同热率约束限值对最大航程规划的影响. 结果显示, 相较于均匀时间网格参数化CVP–S–P方法, 改进方法再入航程增加320.1 km(提升4.1%), 表明了改进算法的有效性; 同时, 基于本文方法仿真结果, 热率限值降低对HV最大航程减少有限, 当热率限值降低15%时, 最大航程损失仅3.16%, 展示了本文方法对HV热防护设计的理论价值.     

亚轨道飞行器返回轨道设计研究

返回轨道设计关系着亚轨道飞行器能否安区返回.亚轨道飞行器的返回过程不同于航天飞机的返回过程.针对亚轨道飞行器的返回轨道的特点和要求,将基准返回轨道分成常数倾斜角飞行段和解析表达式飞行段进行设计.在常数倾斜角飞行段,采用常数倾斜角控制;在解析表达式飞行段,采用解析表达式来代替飞行高度速度剖面.已知返回点和末端能量管理入口的高度、速度,在满足飞行约束条件下,设计基准返回轨道,并对求得的基准轨道进行跟踪对比.算例表明,给出的亚轨道飞行器返回轨道设计方法是可行的.     

可重复使用航天器时间协同飞行轨迹优化

针对可重复使用航天器(RLV)时间协同飞行轨迹优化问题,提出了一种基于Radau伪谱法的轨迹优化方法。方法以再入飞行时间可知性、可控性为目标,使用Radau伪谱法对RLV的飞行时间进行预测,进而协调出多RLV的再入协同飞行时间,以此再入飞行时间为终端约束使用Radau伪谱法生成满足协同飞行要求的再入轨迹。仿真结果表明,上述轨迹优化方法可以得到满足时间协同约束、状态约束和控制约束的飞行轨迹,具有较高的稳定性和较快的求解速度。所提方法满足多架RLV时间协同再入飞行的需求,具有很强的实用价值。     

亚轨道可重复使用运载器再入姿态控制

研究运载器再入姿态稳定控制问题,亚轨道可重复使用运载器(Suborbital Reusable Launch Vehicle,SRLV)的再入,环境变化剧烈,非线性严重,系统的稳定性受到影响。针对传统控制器在飞行器大空域飞行、系统参数大范围变化时,控制能力欠缺的问题,提出了应用模型参考自适应的控制算法,对系统模型进行自适应控制,设计了SRLV再入返回段的姿态控制器。通过其在Matlab平台上进行仿真,结果表明,改进算法在环境参数剧烈变化和系统具有较强不确定性的情况下,能够对SRLV进行鲁棒、精确的控制,为运载器再入姿态控制提供了参考。     

基于LMI约束优化的再入飞行器预测控制

针对飞行器再入过程中的复杂多约束,提出一种基于线性矩阵不等式(LMI)约束优化的纵向制导方法.首先对再入飞行器的纵向运动方程伪线性化建模,保证在标准轨道邻域内点点可控,简化了非线性模型;然后在每个制导周期内利用LMI求解有约束的凸优化问题,从而获得在线反馈控制律和全量控制量,用于实际再入轨道的制导;同时给出了切换闭环系统稳定性的证明.仿真结果表明,所设计的制导律对再入初始点状态偏差等具有较强的鲁棒性.     

飞行器参考航迹规划方法研究

研究飞行器参考航迹规划优化控制问题,飞行器受到飞行达时间、油耗、威胁和地形环境等因素影响,传统的依靠飞行员的视觉效应,达不到优化的要求,同时飞行航迹实时性差.为了找到最优飞行器参考航迹,在分析当前飞行器航迹规划算法存在问题基础上,提出一种改进遗传算法的航迹规划方案.采用遗传算法对飞行器参考航迹进行全局搜索,快速找到全局最优解区域,并在全局最优区域通过模拟退火算法进行局部搜索,得到最优航迹.仿真结果表明,改进遗传算法能够快速找到最优参考航迹,能很好满足在线实时航迹规划的要求,是一种比较理想的飞行器参考航迹规划算法.     

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...     

Reentry Trajectory Optimization for Hypersonic Vehicles Using Fuzzy Satisfactory Goal Programming Method

Constrained reentry trajectory optimization for hypersonic vehicles is a challenging job. In particular, this problem becomes more difficult when several objectives with preemptive priorities are expected for different purposes. In this paper, a fuzzy satisfactory goal programming method is proposed to solve the multi-objective reentry trajectory optimization problem. Firstly, direct collocation approach is used to discretize the reentry trajectory optimal-control problem with nonlinear constraints into nonlinear multiobjective programming problem with preemptive priorities, where attack angles and bank angles at nodes and collocation nodes are selected as control variables. Secondly, the preemptive priorities are transformed into the relaxed order of satisfactory degrees according to the principle that the objective with higher priority has higher satisfactory degree. Then the fuzzy satisfactory goal programming model is proposed. The balance between optimization and priorities is realized by regulating parameter λ, such that the satisfactory reentry trajectory can be acquired. The simulation demonstrates that the proposed method is effective for the multi-objective reentry trajectory optimization of hypersonic vehicles.     

载人登月飞行器高速返回再入制导技术研究

返回再入段是载人登月任务完成后,保证宇航员安全返回地球的关键阶段,其跳跃式再入制导方法的研究是我国载人登月任务需要突破的一项重要关键技术.由于探月返回飞行器速度极高,其弹道特性与神舟飞船一类的近地轨道返回的飞行器有较大差别,也给制导导航与控制(简称GNC,以下同)系统设计带来较大挑战.与无人再入飞行器相比,载人飞行器需要具备防过载超限能力、大范围再入航程适应能力、高精度落点控制能力.为了满足上述要求,本文提出了一套基于全系数自适应校正的预测制导方案.在再入前,通过对基本倾侧角进行校正,提高了规划弹道对再入初始条件散布的适应性;再入后利用外环的预测与全系数自适应校正实现对规划弹道的持续修正,保证规划弹道与飞行器状态的匹配性,内环则采用短周期的弹道跟踪制导;对于横向制导,本文给出和比较了采用实时漏斗制导律、独立预测–校正制导律方案以及横航向独立自校正和耦合自校正方案.     

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。     

弹道导弹再入机动弹道设计研究

具有再入机动能力是现今导弹发展的主要方向,而研究机动变轨对提高导弹作战能力的作用效果,首先要在设计研究再入机动弹道的基础上开展.在建立空间再入机动弹道数学模型的基础上,从保证末速最大的要求出发,利用最优控制原理和数值分析进行了最佳再入机动弹道设计,并基于Visual C 编程软件进行仿真计算.结果表明,设计方法可行,验证了模型的正确性和所作近似的合理性.通过图例可以看出机动弹道可大大提高导弹的突防能力和生存能力,具有攻击复杂地形目标的能力.     

弹头初始再入点空间约束范围的研究

现在高速再入弹头通常具有末制导系统,在再人弹道设计过程中,再入弹头需要满足速度要求,并且在末端可能还需要满足一定的再人角限制,在实际飞行过程中,满足以上条件得出的最优制导律还要满足过载要求.这就使得弹头再入范围有一定的限制,尤其在起始时刻要满足过载要求,超过这个范围将使得弹头需用过载超过可用过载,从而达不到理想的最优制导过程.推导出满足以上条件最优制导律的弹头再入点的空间范围.仿真结果表明:满足以上空间范围的再入弹头按照最优制导律飞行,起始点过载满足要求.为设计弹道提供了一个再入时刻的范围参考.     

多约束下基于能量耗散的再入轨迹优化设计

研究了多约束条件下的再入轨迹优化设计.引入了能量的概念,以它替代时间作为积分变量,解决了再入过程的时间不确定问题.在此摹础上,依据再入段特性确定出控制变量的大致模型,从而将对最优控制变量的寻找转化为对控制模型参数的优化,使得优化控制易f实现;对过程约束和终端状态约束进行处理,构成性能指标函数的辅助部分,从而将有约束优化问题转化为无约束优化问题,然后用单纯形替换法来求解.仿真结果表明方法能够比较快速地获得一条满足再入约束条件的优化轨迹,且优化算法简单,容易实现,具有较好的工程应用前景.     

基于模糊多目标的高超声速飞行器再入轨迹设计

针对多约束条件下的高超声速飞行器再入轨迹的优化问题,考虑多个具有不同重要性等级的优化指标,提出基于模糊多目标的轨迹设计方法.首先,利用直接配点法,将最优控制问题转化为带优先级的非线性多目标规划问题;然后,基于模糊满意优化的思想,根据更重要目标具有更高满意度的原则,将优先级表示为满意度序,并设计两步式优化模型.通过调节参数,能获得同时满足优化和重要性等级要求的最优轨迹.仿真结果表明了所提出方法的有效性.