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建立了升力体再入滑翔飞行器的气动模型和多约束模型。多约束模型除了包括热流密度、气动过载、动压和终端约束等典型约束外,还建立了更符合实际任务的路径点和禁飞区约束模型,并利用路径点、禁飞区和终端约束划分弹道,在各段分别使用高斯伪谱法进行弹道求解,将多段多约束的最优控制问题转换为非线性规划问题。改进的准平衡滑翔条件保证了弹道平缓。最后通过Matlab仿真计算验证了所用分段高斯伪谱法规划弹道比传统的高斯伪谱法具有更精确的优化结果和更高的优化效率。 相似文献
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升力式航天器再入最优轨迹研究 总被引:1,自引:0,他引:1
从无量纲飞行器质点运动方程出发,引入了能量参数对运动方程进行推导,使得运动方程和优化问题易于处理.通过将气动力假设为能量参数的分段连续线性函数。并且采用Runge-Kutta数值计算方法,将轨迹优化问题转化为多维非线性规划问题.应用广义乘子法对其进行数值求解.针对给定不同最大航迹角的2种情况,获得了总加热量最小,满足终端要求以及过载、动压、热流约束的最优轨迹,分析了返回最优轨迹的特点。 相似文献
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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。 相似文献
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分析了远程滑翔导弹地理约束的形成,建立了三自由度弹道模型、气动模型与气动热模型.在考虑地理等实际约束下,建立了多阶段多约束弹道优化模型.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.结果表明,研究方法适合于解决考虑地理等约束的远程滑翔导弹弹道问题,所得的最优弹道更有利于满足实际作战需求. 相似文献
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变后掠翼导弹弹道优化问题是一个复杂的多变量优化问题;为了获得变后掠翼导弹飞行弹道,利用Radau伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的射程最远弹道轨迹;选取后掠角和攻角作为优化控制变量,并通过采取一系列实时性保证策略提高算法的计算效率;仿真结果表明:该方法能够快速优化出满足性能指标和约束条件的弹道轨迹;研究结果可为变后掠翼导弹在线重构的实现提供有益参考。 相似文献
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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。 相似文献
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高超声速滑翔式飞行器目标覆盖范围的计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
为解决飞行器任务规划的相关问题,给出了利用优化算法求解目标覆盖范围的基本流程。在合理选择优化指标与约束条件的情况下,计算一系列最优弹道以得到目标覆盖范围边界。为实现计算的快速性,提出了一种基于高度-速度剖面跟踪的目标覆盖范围求解方法。仿真结果表明,2种方法均能完成目标覆盖范围的计算,其中基于弹道优化的方法计算精度较高,基于弹道跟踪方法则在计算速度方面具有优势,二者可分别满足不同场合的计算需求。 相似文献
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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. 相似文献
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