基于Radau伪谱法的重复使用运载器再入轨迹优化

为了提高数值解法的收敛速度,本文利用Radau伪谱法求解重复使用运载器的再入轨迹优化问题.该方法在一组Legendre-Gauss-Radau点上构造全局Lagrange插值多项式对状态变量和控制变量进行逼近,在动力学方程中状态变量对时间的导数可由插值多项式的导数来近似,故可将动力学方程约束转化为在Legendre-Gauss-Radau点上的代数微分方程约束.因此,可将连续时间的最优控制问题转化为有限维的非线性规划(NLP)问题,之后通过稀疏NLP求解器SNOPT即可对其进行求解.最后的仿真结果显示,通过该方法优化后的再入轨迹成功满足过程约束与边界约束.由于该方法的高效率和高精度特性,可将其应用于轨迹快速优化工程实际问题中.     

欠驱动刚性航天器时间最优轨迹规划设计

应用伪谱法解决欠驱动刚性航天器的时间最优轨迹规划问题.首先建立欠驱动刚性航天器的动力学和运动学模型,对于给定的初末姿态,选取机动时间最短为待优化的性能指标,并考虑到实际控制输入受限,将其转化为优化过程中的不等式约束条件;然后应用Legendre伪谱法,将优化问题离散化为非线性规划问题进行求解.仿真结果表明,应用伪谱法规划得到的欠驱动航天器最优轨迹,能够较好地满足各种约束条件,而且计算精度高、速度快,具有良好的实时性.     

火箭返回着陆问题高精度快速轨迹优化算法

针对垂直起降可重复使用运载火箭子级返回着陆问题,提出一种高精度快速轨迹优化算法.算法将凸化技术与伪谱离散方法有机结合,将非凸、非线性优化问题转化为凸优化问题,进而充分利用凸优化求解快速性、收敛确定性以及伪谱法离散精度高的理论基础.在优化精度方面,建立了高保真优化模型,分析了发动机开机/终端时刻值设计对轨迹最优性的影响;采用flip-Radau谱法对连续最优控制问题进行离散,并利用伪谱法的独特离散时域映射,将开机和终端时刻设计为特殊控制变量,提高了优化结果的精度和最优性.在快速性方面,为利用凸优化方法求解非凸问题,基于一种新的信赖域更新策略,提出了改进序列凸化算法,减少了算法迭代次数,提高了算法收敛性能.数值实验验证了算法的有效性.高精度的优化结果和较高的计算速度,使得算法具有发展为在线最优制导方法的潜力.     

基于双模型直接配置法的航天器轨迹优化

针对有限推力航天器轨迹优化问题,提出一种HLDL双模型直接配置法将航天器的飞行轨迹划分为最大推力弧段和零推力弧段.在两种弧段上分别采用了两种不同的建模方法并利用埃尔米特插值法将最优化问题转化为非线性规划问题(NLP).给出了节点和配置点数目的选取与所在弧段的平均曲率大小成正比的法则,解决用于有限推力航天器轨迹优化所涉及的关键问题.仿真结果表明提出的方法能有效的解决飞行器轨迹优化问题并具备很强的鲁棒性.     

基于DCNLP法的重复使用运载器再入轨迹设计

介绍了DCNLP法在可重复使用运载器再人段轨迹优化中的应用.首先以可重复使用运载器为对象,以攻角和倾侧角为控制变量,并考虑严格的终端约束和过程约束,建立了以航程最远作为优化目标的最优控制问题模型.然后采用DCNLP法将最优控制问题转化为一般的非线性规划问题,选取各节点上的状态量和控制量作为优化参数.最后应用matlab...     

网联车辆有限时间分布式轨迹优化和协同控制

提出一种基于分层控制框架的网联车辆有限时间轨迹优化和协同控制方法.首先,在上层,为了最小化车辆间的间距误差,采用有限时间分布式优化算法构造车辆参考模型,产生最优轨迹信号;在下层,设计基于终端滑模的跟踪控制器使得车辆在有限时间内跟踪最优轨迹信号,并克服扰动等不确定因素的影响.然后,通过李雅普诺夫分析,严格验证控制系统的稳定性.最后,通过数值仿真结果表明了所提出方法的有效性.     

hp自适应RPM在四旋翼无人机轨迹优化中的应用

通过分析四旋翼无人机动力学模型并获取实际参数,利用hp自适应Radau伪谱法(Radau pseudospectral method RPM)优化四旋翼无人机避障轨迹。hp自适应RPM利用Legendre-Gauss-Radau(LGR)点将连续最优控制问题转化为非线性规划问题,根据不同点处的误差进行自适应的细化区间或增加配点,以最快的速度逼近状态变量和控制变量。根据仿真结果显示,在以轨迹最短为目标的情况下,hp自适应RPM效率较高,目标轨迹更短,优化结果较为满意。     

基于super-twisting算法的多航天器姿态有限时间 分布式协同控制

针对受外界干扰和执行器故障影响的多航天器姿态协同控制问题,本文设计了一种基于干扰观测器的分布式协同supper-twisting滑模控制器.首先,将各航天器的外界干扰和执行器故障看作一个集总干扰,设计自适应滑模干扰观测器对其进行估计.其次,将supper-twisting算法和积分滑模面相结合,设计一种基于多航天器姿态...     

基于伪谱法的双摆吊车时间最优消摆轨迹规划策略

在工业生产过程中,桥式吊车系统经常会体现出双摆系统的特性,导致更多欠驱动状态量的出现,增大控制难度.基于此,论文提出了一种针对双摆桥式吊车系统的时间最优轨迹规划方法,可以得到全局时间最优且具有消摆能力的轨迹.具体而言,为方便地构造以时间为代价函数的优化问题,首先对系统运动学模型进行相应的变换;在此基础上,考虑包括两级摆角及台车速度和加速度上限值在内的多种约束,构造出相应的优化问题;然后,利用高斯伪谱法(Gauss-pseudospectral method, GPM)将该带约束的优化问题转化为更易于求解的非线性规划问题,且在转化过程中,可以非常方便地考虑轨迹约束.求解该非线性规划问题,即可得到时间最优的台车轨迹.不同于已有的大多数方法,该方法可获得全局时间最优的结果.最后,通过仿真与实验结果验证了这种时间最优轨迹规划方法具有满意的控制性能.     

多航天器系统分布式固定时间输出反馈姿态协同跟踪控制

针对角速度信息不可测条件下的多航天器系统姿态协同跟踪控制问题,提出一种基于积分滑模的分布式固定时间姿态协同跟踪控制方法.基于bi-limit齐次性理论设计一种新型的固定时间收敛的积分滑模面.为估计出不可测的航天器信息,提出一种固定时间观测器,同时为减少航天器间的通信信息流,引入滑模估计器估计领航者的姿态信息.结合固定时...     

可重复使用运载器自动着陆纵向制导律设计

在可复用运载器准确着陆控制问题的研究中,为实现可重复使用运载器(RLV)跟踪基准着陆轨迹以便安全地自动着陆,建立了以待飞航程为独立变量的无动力运动方程,利用线性二次调节器(LQR)方法设计了纵向制导律.纵向制导律以速度偏差、高度偏差和航迹倾斜角偏差作为输入,给出迎角指令和减速板偏角指令.针对基准情况、存在初始条件和气动参数不确定性的情况进行了仿真.仿真结果表明,设计的纵向制导律可行,能很好地消除初始条件和气动参数不确定性的影响,准确地跟踪基准着陆轨迹,具有很好的鲁棒性,并且着陆速度、着陆动压和下沉速率均满足着陆要求.     

RLV自主着陆航迹设计与控制研究

研究了重复使用运载器(RLV)自主着陆陡下滑捕获-陡下滑-圆弧拉起-指数拉平模式航迹生成算法设计;为解决不同着陆段航迹控制指令跳变问题,提出了航迹指令自适应平滑算法;以捕获点法向过载跳变最小为指标研究了三次多项式陡下滑捕获点的优化方法;给出了完整的在线航迹生成算法;基于法向过载的开环加闭环复合控制指令跟踪方案,使用simulink进行数值仿真,结果显示文章提出的航迹生成算法可以自动生成有效航迹,控制方法可以保证航迹平滑过渡且对初始扰动具有良好的鲁棒性,从而验证了方法的可行性和有效性。     

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.     

助推_滑翔式飞行器弹道优化仿真研究

研究助推_滑翔式飞行器弹道优化问题。对助推_滑翔式飞行器弹道进行优化有利于提高其综合飞行能力。为了增加助推_滑翔式飞行器射程,针对助推_滑翔式飞行器的弹道特点,在考虑攻角、法向过载及终端约束条件下,提出应用SWIFT(序贯加权因子)法进行弹道优化,并将优化结果与应用SQP(序列二次规划)算法优化所得到的结果进行对比仿真分析。仿真结果证明:SWIFT算法是一种解决助推_滑翔式飞行器弹道优化问题的有效方法,具有优化精度高,优化所需时间短的特点。     

基于粒子群算法的机动弹头再入弹道优化设计

在导弹机动突防的研究中,为合理设计与比较分析各种突防方案的优劣,必须首先了解突防弹头的可机动区域,即确定弹头的最小纵程、最大纵程和最大横程.基于粒子群优化算法,采用直接优化控制变量迎角和侧滑角的方法,对再入边界弹道进行了优化设计.为避免陷入局部最小值点、提高群体的多样性,根据再入弹道设计中控制变量的连续性特点,在粒子群优化算法的迭代公式中引入了平滑变异因子.以某机动再入弹头为例,分别得到了满足过程约束及终端状态约束的最大纵程、最小纵程和最大横程弹道.仿真结果表明,改进方法是可行的,可为弹道优化提供参考.     

亚轨道飞行器任务中止再入轨迹优化设计

针对亚轨道飞行器上升段由于动力故障任务中止时再入返回的问题,考虑飞行模型简化和故障后的燃料处理方案,通过遗传算法优化设计最优返回轨迹,优化时选取经向飞行航程最远作为性能指标,并采用遗传算法,解决用于再入轨迹优化所涉及的关键问题,并进行仿真。仿真结果表明,方法不但满足飞行器返回过程中加热率、过载、动压约束以及终端状态约束,能够通过飞行航程最远消耗飞行器能量从而安全着陆,而且可以较快地搜索到全局最优解,能够用于亚轨道飞行器故障再入轨迹的优化设计。     

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...     

基于准连续高阶滑模的可重复使用运载器再入姿态控制

针对可重复使用运载器再入段的姿态控制问题,提出一种基于准连续高阶滑模的控制方法。将姿态控制系统分为两个回路,分别为角度控制回路与角速度控制回路。角度回路作为外回路产生角速度指令,角速度回路作为内回路跟踪外回路产生的角速度控制指令。为了提高系统的鲁棒性,对两个回路分别设计滑模控制器。外回路中设计基于低通滤波的终端滑模控制方法,以获得平滑的控制量作为角速度指令。内回路设计增加系统相对阶的准连续高阶滑模方法,使控制律中不直接含有符号函数项,保证系统稳定的同时减弱控制器抖振。在具有外界干扰与参数不确定的情况下,使用本文提出的方法进行仿真试验,仿真结果证明了所提出方法的有效性。     

基于侧喷流控制的运载器弹道建模与仿真

直接侧向力技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用。运载火箭的飞行弹道跨越大气层,可以尝试采用直接侧向力对其进行控制。在介绍直接侧向力控制技术原理的基础上,建立了采用直接侧向力进行姿态控制的运载火箭弹道的简化模型（不考虑风干扰和弹体滚转）,运用Matlab／Simulink软件进行了计算机数字仿真,并与传统的摆动喷管控制方式进行了对比,给出了第一级弹道的仿真结果。得出了直接侧向力控制作用下的弹道能够满足运载器总体设计要求的结论。     

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。