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LADRC的RBCC高超声速飞行器轨迹跟踪

为解决RBCC高超声速飞行器在不确定性强、制导控制量多且相互耦合情况下精确跟踪标称轨迹的难题,从易于工程应用角度出发,提出一种基于线性自抗扰控制的纵向轨迹跟踪制导方法。根据RBCC高超声速飞行器特点建立数学模型。在线性自抗扰控制基本原理的基础上,设计轨迹跟踪制导律。针对自抗扰控制中的Peaking现象,结合比例反馈制导,设计防Peaking制导切换策略。仿真结果表明,相较于传统比例反馈制导,在动态参数扰动和风干扰下,所提方法具有更精确的轨迹跟踪性能,对于各种内外不确定性具有更强的鲁棒性。     

基于角度约束的弹道仿真研究

由于传统的制导律是以脱靶量最小作为终端约束,未考虑末端落角的约束.针对制导武器末端落角约束的要求,引入了带落角约束的最优制导律,通过对多种初始高度及落角约束下的弹道进行仿真分析,验证了上述制导律的可行性.为了提高垂直攻击弹道末端制导精度,提出了增加初始高度、加入重力补偿、增大初始弹道倾角的改进方法.通过对三种改进方法的仿真分析,检验了制导系统提高末端落角精度及减小脱靶量的有效性,并对三种改进方法的应用性进行了对比分析,为导弹末制导精度优化提供了依据.     

固体火箭内外弹道一体化设计方法研究

传统固体火箭总体-动力分立设计模式未充分考虑总体动力耦合关系,发动机设计模型中对飞行弹道的影响因素缺乏考虑。内外弹道一体化设计方法基于内外弹道耦合模型,开展内外弹道联合设计,通过研究内外弹道耦合机理,形成考虑飞行过载影响的喷管烧蚀耦合模型、推进剂燃速耦合模型。通过在弹道计算中引入耦合模型,实现发动机内弹道精细化预示。结果表明,采用内外弹道耦合设计方法,可以有效提升内外弹道仿真预示精度,提高固体火箭总体-动力精细化设计水平。     

高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究

针对高升阻比滑翔飞行器再入段制导方法的工程需求,提出了“改进的预测-校正制导+定向末制导”方法作为再入段制导方法。通过调整其横向制导的误差边界,解决了飞行器在交班点附近出现的横向误差不收敛问题,同时兼顾了较大的横向机动距离,发挥了飞行器高升阻比的特性。对预测-校正制导流程进行了改进,从而赋予了飞行器在线变更目标点的能力。在距目标一定距离时切换为末制导律,采用约束落点弹道倾角和航向角的广义比例导引法,实现对目标的定点定向打击。蒙特卡洛仿真结果表明,该制导方法对各项误差有较强的鲁棒性,具有较好的应用前景。     

基于光滑攻角剖面的高超声速滑翔飞行器下降段轨迹设计

针对高超声速滑翔飞行器再入下降段轨迹对控制量剖面的光滑性要求,引入复合三角函数作为基函数,形成单波峰形式的攻角剖面。该基函数具有形状可调节、导数连续且光滑等特点,采用改进的差分进化算法(Differential Evolution,DE)对其进行参数优化,得到控制量曲线光滑,峰值热流、过载等指标减小的下降段平滑轨迹。通过对比其他基函数的仿真结果,验证了新基函数与优化方法对改善下降段轨迹性能的有效性。新基函数适合在高速、大动压情况下控制飞行器的姿态角,优化参数少,可以在其他场景中加以应用。