考虑时间约束的近解析滑翔轨迹快速规划方法

针对时间可控再入滑翔问题,提出一种基于阻力加速度-能量剖面的轨迹快速规划方法。该方法将滑翔轨迹规划问题分为纵向轨迹规划与侧向规划。在纵向轨迹规划部分,设计基于走廊边界双参数插值的多段光滑阻力加速度剖面,并给出终端当地弹道倾角约束的施加方法;重点推导考虑地球自转影响的时间、航程解析预测表达式,提升预测算法的快速性和精度,进而通过校正双剖面参数完成剖面设计,同时满足终端能量、航程、时间及当地弹道倾角约束。侧向规划则采用动态/静态航向角误差走廊方法,以实现禁飞区规避和终端航向调整;进一步引入考虑纵侧向运动耦合的目标航程及时间校正策略,完成考虑时间约束的3自由度滑翔轨迹生成。以美国通用飞行器CAV-H再入滑翔为例进行仿真,验证新方法的有效性、多任务适用性。验证结果表明:与现有时间解析预测方法相比,新的预测方法具有相当的计算效率和较高的计算精度优势;与现有基于标准剖面的方法相比,新规划方法具有较高的终端精度、计算效率以及较大的时间可调范围,亦可实现飞行能力边界的快速预示。

基于混沌多项式的再入滑翔鲁棒轨迹凸优化

针对参数不确定条件下高超声速飞行器再入滑翔轨迹设计问题,研究了一种增强抗干扰能力和过程可靠性的鲁棒轨迹优化方法。构建不确定条件下再入滑翔鲁棒轨迹优化模型,并设计了基于高斯求积与非嵌入式混沌多项式的不确定性量化传播算法,从而将其转化为维数扩展的确定性轨迹优化问题;利用凸优化技术对该问题进行凸化和离散,设计了一种基于序列凸优化算法的轨迹优化求解策略,以实现对该高维确定性问题的快速求解。以美国X-33的高超声速滑翔再入为例进行了仿真验证。结果表明,与传统确定性轨迹优化算法相比,所提方法能够有效降低随机干扰对再入滑翔轨迹的影响,从而提升轨迹的可靠性与鲁棒性;与现有典型鲁棒轨迹优化方法相比,所提方法具有相当的精度和显著的计算效率优势。

RBCC高超声速飞行器上升段轨迹快速优化

针对火箭基组合循环(RBCC)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的RBCC动力上升段轨迹快速优化方法。针对攻角控制系统是否存在二阶滞后情况,分别建立了适用于RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化的数学模型。基于凸优化理论对原优化模型进行凸化和离散化处理,进而设计了改进的轨迹优化求解策略。以末端机械能最大为优化指标,针对攻角控制系统存在/不存在二阶滞后的情况分别进行了上升段轨迹优化仿真。结果表明,所构建模型和轨迹优化方法可以快速、有效地完成RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化,优化结果符合RBCC动力系统工作特点,且可为RBCC动力运用和攻角控制系统设计提供参考。

基于随机响应面与混沌多项式的鲁棒轨迹优化

为提升多参数不确定性条件下鲁棒轨迹优化求解技术的通用性和效率,设计了一种基于随机响应面法与混沌多项式的鲁棒轨迹优化方法。首先,将非嵌入式混沌多项式与随机响应面法相结合,引入拉丁超立方采样策略,构建了具有普适性的多维不确定性量化传播模型,在实现不确定随机问题有效转化的同时,保证了问题转化的精度和计算效率;随后,将该模型与凸优化方法相结合,设计了一种基于序列凸优化算法的确定性轨迹优化求解策略,以实现对该高维确定性优化问题的快速求解;最终,以考虑初始状态和过程参数等多参数不确定性的高超声速滑翔轨迹优化问题为例进行了仿真,并与现有方法进行了对比分析。结果表明,与传统确定性轨迹优化算法相比,所提方法可获得兼具可靠性和鲁棒性的高超声速滑翔优化轨迹;与现有典型鲁棒轨迹优化方法相比,所提方法具有相当的精度和显著的计算效率优势,且在不确定性维数增多的情况下,仍能保证鲁棒轨迹优化生成的高效性和可靠性。

带角度和时间约束的抗饱和非解耦俯冲攻击制导律

针对高超声速飞行器俯冲攻击段运动模型强非线性、通道间强耦合、受多种复杂约束限制和极限情况下过载易饱和等特点,设计了一种带角度和时间约束的抗饱和非解耦俯冲攻击制导律。首先,基于速度前置角相对运动模型和滑模控制理论,设计了一种带时间约束的非解耦滑模基础制导律;随后,对基于几何旋量的三维非解耦多角度约束最优制导律进行分析并分离出角度约束对应的指令项,进而将其作为偏置项引入带时间约束的滑模基础制导律中,构造了一种综合考虑终端落角、方位角和时间约束的制导律;最后,通过设计新的趋近律对制导律基准项进行改进以抑制制导指令饱和,得到了一种考虑终端角度和时间约束的抗饱和制导律,并通过数值仿真验证了所提方法的适用性和鲁棒性。

垂直发射快速转弯气动力/推力矢量控制研究

研究战术导弹垂直发射快速转弯复合控制技术。针对气动力/推力矢量复合控制技术,提出了战术导弹垂直发射程序转弯方案;建立了导弹的气动力/推力矢量复合控制数学模型;通过设计线性组合的舵复合策略,将系统由多输入-单输出,转变为单入-单出系统;设计了复合控制回路并进行了回路分析,纵向回路频域特性分析表明,系统具有良好的鲁棒性和动态特性;最后通过弹道的六自由度仿真,验证了所设计的复合控制策略的可行性。

垂直发射转弯复合控制分配策略研究

研究战术导弹垂直发射快速转弯复合控制分配策略。针对气动力与推力矢量复合控制技术,提出了战术导弹垂直发射程序转弯方案;建立了导弹复合控制数学模型,设计了复合控制回路;提出了三种复合控制分配策略:常比例系数线性分配策略、角误差的非线性函数分配策略和最小控制能量分配策略。纵向回路频域特性分析表明,系统具有良好的鲁棒性;通过弹道的六自由度仿真,验证了复合控制策略的可行性,给出了三种复合控制分配策略的特性比较分析结果。

基于任务规划的有限推力燃料最优交会

给出了空间交会冲量机动任务规划及基于该任务规划的有限推力燃料最优交会算法。首先,以双冲量空间交会作为问题的初步模型,采用Battin-Vaughan算法对追踪器初始位置和飞行时间的组合进行遍历计算,通过分析特征速度等值线图,进行空间交会的任务规划,为有限推力燃料最优交会提供重要的初值条件。基于任务规划分析,建立了有限推力燃料最优交会的最优控制模型,根据庞特里亚金极值原理将最优控制问题转化为两点边值问题,采用共轭梯度算法进行数值求解。在变轨时间固定、连续变推力的情况下,以总冲最小、满足终端位置和速度约束为指标,对推力大小和方向进行优化。通过数值仿真,得到了一些重要的结论,为工程应用提供了一定参考价值。

智能变形机翼无人机稳定与飞行控制研究

研究了采用分布式翼面变形装置替代操纵面的无人机稳定与飞行控制技术。针对智能材料制成的变形装置,确定了变形无人机的气动力计算模型,得到了控制效能系数;采用极点配置法设计了侧向控制系统,纵向控制系统的设计采用了PID控制。仿真结果验证了利用翼面变形装置替代操纵面进行稳定和机动的可行性。该项研究可为无人机的飞行控制设计提供理论参考。

在轨航天器轨道规避体系研究

针对在轨航天器主动防护的问题,文章综合考虑了未来航天器规避原则和规避过程中可能出现的因素,提出了在轨航天器轨道规避体系的构造思路。根据规避对象为空间碎片和航天器时的情况,建立了相应的规避基础框架;并利用事例对其中一个基础框架进行了分析和验证。分析结果表明,在轨航天器规避框架的研究对于降低航天器潜在威胁、增强航天器在轨运行安全具有积极的作用。

航天器短期规避路径规划研究

针对在轨航天器主动防护的问题,对航天器直接规避路径规划和航天器规避-返回路径规划进行了研究,建立了规避-返回轨道规划问题的脉冲式最优轨迹非线性规划模型,利用主矢量理论和序列二次规划算法对问题进行了求解。通过数值仿真,揭示了航天器规避机动时刻与所需燃料、分离距离与所需燃料以及不同返回时间与所需燃料的规律,得到了对航天器主动防护研究有意义的结果,同时可为工程应用提供相关参考。

基于预警专家系统的航天器规避研究

航天器轨道规避的研究对航天器在轨运行安全问题有重要意义。针对航天器在轨运行安全的问题,根据航天器规避预警专家系统,在CLIPS环境下建立安全距离的预警专家系统模型,进行了航天器规避路径规划的研究,分别研究了预警专家系统的Lambert直接规避路径规划和航天器规避返回路径规划,并进行了数值仿真。仿真结果揭示了航天器规避机动时刻与所需燃料以及不同时间返回原轨道所需燃料的规律,使可预警航天器规避准确实时,为研究工作提供了依据。

基于数值求解的远程交会路径规划优化研究

研究航天器多脉冲远程交会路径规划问题,由于航天器在变轨过程中,应减少发动机燃料的消耗,有利于增加有效载荷。因此,在多冲量变轨问题描述的基础上,通过选择优化变量建立了无摄动的燃料最优和考虑摄动的燃料最优变轨优化模型,利用遗传算法、序列二次规划及GA+SQP串行混合优化算法进行优化求解,进行了数值仿真。通过仿真实现了不同脉冲次数的远程交会路径规划,并对比分析了摄动的燃料最优变轨优化模型,提出了相应的串行优化策略,通过算例对所提出的算法进行了仿真验证,实现了航天器路径规划数值优化求解的目的,可为多脉冲远程交会提供参考。

RBCC动力飞行器上升段轨迹优化设计

针对火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)动力系统工作模态复杂、与飞行状态耦合程度高的特性,建立了一种适用于RBCC动力高超声速飞行器的动力段轨迹优化模型。同时,针对RBCC动力飞行器,基于凸优化理论建立了上升段轨迹优化设计框架和求解策略。在此基础上,进行了上升段末端机械能最大算例仿真。仿真结果表明,相关模型和轨迹优化方法具备良好的可行性,优化结果符合RBCC动力系统工作特点。论文提出的轨迹优化方法可有效处理复杂工作模态下RBCC助推飞行器上升段轨迹优化问题,为未来关于这一类轨迹设计与优化的工作提供了一些新的思路。

多约束螺旋机动变结构制导律设计

为提高高超声速飞行器俯冲段的精确打击和突防生存能力,提出了一种多约束螺旋机动滑模变结构制导方法。首先,基于双平面解耦思想,分别建立了俯冲平面和转弯平面相对运动方程。其次,基于滑模变结构控制理论,推导了考虑终端角度约束的滑模变结构制导律,并通过在切换面中引入视线角参考指令和机动控制项,实现多约束条件下的螺旋机动精确制导。同时,对制导律中的3个参数进行优化整定,以更好地满足落角、入射方位角、终端速度、过载等约束限制。以CAV-H为例进行仿真分析,仿真结果表明,该方法能够满足俯冲段终端落点和角度约束,精度较高,鲁棒性较好;同时,可实现预期的螺旋机动飞行,提高了飞行器机动突防和生存能力;相关算法可为高超声速滑翔飞行器俯冲段精确打击和机动突防综合性能提升提供参考。

多约束多规避区全程弹道快速优化方法

研究了多约束多规避区条件下的全程弹道快速优化问题。首先,分类研究了规避区的类型和基本模型;然后,重点考虑端点约束、控制约束、典型过程约束、时间及弹道链接约束和规避区约束等,构建了弹道优化的多种约束模型;最后,提出了一种基于检测点自适应伪谱法的轨迹优化算法,即在多区间伪谱法的基础上,引入曲率和误差判据,创新设计了自适应调整区间密度和区间内配点数的改进策略,构建了自适应伪谱法,进一步在自适应伪谱法的基础上加入检测点进行检测,采用一种基于配点间的检测点法作为解的近似误差评估准则,检验配点间的检测点处对于约束方程的满足程度。仿真结果表明,在不对初值进行猜测的情况下,以全程飞行耗时最短为优化指标,整个弹道优化CPU耗时小于5 s,终端状态参数均满足所有端点约束条件,优化弹道通过侧向绕飞,成功实现对两个规避区的规避,相关参数满足突防能力设计要求。

基于Battin-Vaughan算法的轨道机动任务规划

研究了空间交会远程导引阶段的轨道机动任务规划。将双冲量空间交会转化为高斯问题进行求解。采用Battin-Vaughan算法对机动初始位置和飞行时间的组合进行遍历计算,并做出机动时间、追踪器初始真近点角、所需特征速度的三维曲面图以及Δv等值线图,进行航天器空间拦截交会的任务规划。仿真结果表明了采用Battin-Vaughan算法求解高斯问题的优越性;对空间拦截交会等飞行任务而言,将绘制和分析Δv等值线图作为任务规划的辅助工具能直观快速的为工程应用提供参考。

基于节点改善策略的伪谱轨迹优化

基于Legendre-Gauss-Lobatto(LGL)伪谱法(PSM)求解最优控制问题的原理,研究了有限推力轨迹快速优化设计以及计算节点和效率改善策略。对远程变轨动力学模型进行了无量纲化处理,并设计了初值生成和串行优化求解策略,用来提高多变量多约束大规模稀疏非线性规划问题的收敛性。结合极小值原理推导了问题的最优性必要条件,基于协态映射原理设计了数值解的最优性验证方法。利用二阶微分方程技术消去部分状态量,建立了节点和计算效率改进模型,并讨论了该策略的相关数值处理技术。仿真结果表明,本文的算法可以快速地提供应用于实际飞行任务的最优解,节点改善策略在保证计算精度的同时,有效降低了计算收敛时间。

基于改进伪谱反馈控制的远程变轨闭环制导

利用最优反馈控制和轨迹快速重构技术,设计一种有限推力空间远程变轨自适应闭环制导方法。首先给出了最优反馈控制的求解原理和必要条件。将空间变轨动力学模型特点和伪谱法相结合,设计基于状态量缩减的计算效率改进策略以提高轨迹优化的实时性。基于改进伪谱法进行逐次轨迹快速重构,利用开环最优解形成闭环反馈,从而保证制导指令的实时更新,并通过引入控制逻辑改进制导算法。远程交会仿真表明,该闭环制导方法在保证任务指标具有一定最优性的同时,可以有效抑制多种参数不确定性和外界干扰的影响,具有较高的制导精度、自适应性和鲁棒性。

天基发射方案与规划策略仿真研究

为更好地发挥天基系统的能力,研究天基发射方案、相关应用技术以及远程导引路径规划。以空间平台发射追踪器与目标交会问题为例,基于飞行任务提出了三种冲量推进的发射方案及规划算法。重点分析了基于发射窗口的发射方案和基于非线性规划的发射方案,结合所设计的规划流程和规划算法,建立相应的数学模型并进行仿真。仿真结果表明,对于发射窗口的遍历计算方案能够为决策优化提供足够多的发射时机和姿态选择;非线性规划的数值寻优方案可以为规划策略提供多种约束下的最优选择方案。研究结果为天基发射任务和组合机动路径规划提供了有价值的参考。