火星上升器入轨段自适应迭代制导方案设计

针对火星上升器入轨段的制导问题,设计了一种自适应迭代制导策略。为降低初始状态偏差和火星环境不确定性的影响,每个周期内在制导坐标系下迭代计算剩余飞行时间,求解出在上升器推力大小固定情况下满足目标点位置与速度矢量约束的最优控制角,进而实时修正飞行轨迹。仿真结果表明,相较于传统的开环制导方案,提出的方案显著地提升了制导精度,其中高度误差降低3个量级,最大速度误差降低至原开环制导的三分之一,入轨点轨道倾角和偏心率误差均满足基本工程需求,可作为未来火星上升器入轨段制导的一种可靠方案。

基于Gauss伪谱法的临近空间飞行器上升段轨迹优化

综合考虑密度变化、声速变化、发动机推力变化及地球引力等因素对飞行轨迹的影响,研究了与实际飞行环境更加相符的临近空间飞行器燃料最优爬升轨迹。针对该问题在气动数据处理和优化求解上存在的困难,提出一种基于Gauss伪谱法(Gauss Pseudospectral Method,GPM)的求解策略。首先,依据气动数据特点,设计拟合模型对气动参数进行高精度拟合;其次,为避免间接法和传统直接法的缺点,将Gauss伪谱法和序贯二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)相结合,对存在边值及加速度约束的轨迹优化问题进行求解,获得最优飞行轨迹。仿真结果表明,在更为真实的飞行环境下,利用GPM和SQP相结合的方法可在5.83s获得一条精度为10-4～10-6左右的飞行轨迹。

一种运载火箭上升段轨迹的高精度确定方法

针对运载火箭上升段轨迹建模问题，采用自由节点样条模型描述轨迹变化规律，将轨迹确定中的参数估计转化为对样条函数系数估计，从而大量减少待估参数个数，有效提高参数估计精度。在此基础上，提出利用遗传算法优选测量元素的方法。在基本遗传算法框架下，通过对测量元素进行染色体编码、构造基于加权排序的适应值函数以及设计改进的比例选择算子，对整个测量元素组合空间进行充分搜索寻优。利用典型上升段轨迹和布站对该方法进行数值仿真，结果表明，本文提出的新方法比现有方法的位置确定精度提高了92．O％～94．4％；在均采用自由节点样条模型进行融合轨迹确定时，新方法比典型测元融合解算的位置确定精度也提高了16．4％～88．6％．

吸气式组合动力飞行器爬升轨迹设计方法研究

提出了一种水平起飞吸气式组合动力飞行器的爬升轨迹设计方法。将爬升轨迹分为起飞爬升段、等动压段和等热流段,分别考虑过载、动压、热流约束,在高度-速度剖面内给出了轨迹设计的约束边界,以及3个飞行段的爬升轨迹设计方法,并利用反馈线性化方法设计了参考轨迹的跟踪制导律。仿真结果表明,参考轨迹能够满足各种飞行约束,可准确跟踪,为吸气式组合动力飞行器主动段的爬升轨迹提供一种可行的设计方法。

基于特征参数的吸气式高超声速飞行器上升段轨迹优化

针对吸气式高超声速飞行器上升段轨迹优化问题,提出并研究了基于特征参数的轨迹优化方法。首先,建立了吸气式高超声速飞行器动力学模型,给出了气动力和推力模型。根据上升段轨迹特性,建立了基于指数函数和多项式的控制变量的取值模型。该模型取决于若干特征参数,从而将一个求解泛函的最优控制问题转化为求解特征参数的非线性规划问题,并采用序列二次规划算法求解。针对初值敏感性,提出了基于遗传算法的初值选取方法,以及基于物理意义的手动选取方法。

月球上升段PEG参数自适应估计

针对月球上升器主动段制导中面临的上升器实际参数与制导计算机中存储参数不一致的问题,研究并提出PEG参数自适应估计的方法.通过分析,将对PEG制导有影响的参数如质量、质量流量、比冲、推力等转化为两个参数vex和τ,并利用加速度计输出对其进行估计.最后通过对使用参数自适应估计的PEG和未使用参数自适应估计的PEG的对比仿真,验证了PEG参数自适应估计的必要性和有效性.

双水相体系萃取分离葡萄籽多糖

采用Plackett-Burman(PB)试验、最陡爬坡试验、响应面设计法对双水相萃取分离葡萄籽多糖的条件进行优化。首先,采用Plackett-Burman设计从影响萃取率的5因素中筛选出PEG质量分数、硫酸铵质量分数和萃取温度3个显著影响因素。在此基础上,通过最陡爬坡试验逼近最大萃取率区域,然后通过响应面组合试验对显著因素进行优化。得到最佳萃取条件为:PEG2000质量分数为8.92%、(NH4)2SO4质量分数为16.41%、萃取温度为38℃,萃取率可达55.1%,与预测值56.075%接近。

基于线性协方差的月球上升器主动段误差分析

提出一种线性协方差误差分析方法用于月球上升器主动段多种误差源影响分析.给出了动力上升段动力显式制导(PEG,powered explicit guidance)制导律线性化解析方法,得到了PEG 3个制导参数的线性化显式表达.在此基础上用于分析月球上升器主动段在存在初始状态偏差、参数不确定等情况下,终端时刻的高度偏差、速度大小偏差以及飞行路径角偏差.通过和蒙特卡洛的仿真对比,验证了上述线性化方法的有效性.

双水相体系萃取分离熊猫豆蛋白质

采用Plackett-Burman(PB)实验、最陡爬坡实验、中心组合设计法对双水相萃取分离熊猫豆蛋白质的条件进行优化。首先,采用Plackett-Burman设计从影响萃取率的7因素中筛选出温度和水相pH两个显著影响因素。在此基础上,通过最陡爬坡实验逼近最大萃取率区域,然后通过中心组合实验对显著因素进行优化。得到最佳萃取条件为:PEG600质量分数为15%、硫酸铵质量分数为20%、氯化钠质量分数为0.05%、蛋白样品溶液加入量4mL,pH7.0,萃取温度为35℃,萃取时间为90min,萃取率可达43.69%,与预测值42.85%接近。说明本优化工艺具有可行性。

大气层内固体火箭实时轨迹优化方法

针对大气层内固体火箭能量管理问题,提出一种邻近-牛顿-康托维奇凸规划的实时轨迹优化方法。首先,针对传统能量管理方法难以严格满足大气层内过程约束的不足,提出了一种对控制量模值积分进行惩罚的规则化方法,将能量管理问题转化为轨迹优化问题。然后,针对大气层内强非线性动力学与约束,提出一种邻近-牛顿-康托维奇凸规划方法,对优化问题中的非线性项进行线性化处理并在性能指标中引入邻近规则化项,提升了算法的收敛性。最后,为减小优化算法对初始猜想的依赖性,引入虚拟控制变量对控制约束与过程约束进行松弛。数学仿真结果表明:采用所提出的轨迹优化方法求解能量管理问题是有效的,能够严格满足各项约束并实现高精度终端;此外,算法具有优异的实时性,能够满足能量管理对求解速度的要求。

基于改进hp自适应伪谱法的高超声速飞行器上升段轨迹规划

针对高超声速飞行器的上升段轨迹优化问题,提出了一种改进的hp自适应Radau伪谱法。该算法将轨迹划分为多个子区间,采用双层优化策略迭代调整子区间个数和区间内的配点数。首先,以微分-代数约束在采样点处的相对误差作为解的误差评估准则;在需要提高精度的区间,将相对误差作为迭代判据,若通过相对误差求得的多项式阶数小于允许的最大阶数,增加区间内的配点数(p法);否则,细化时间区间(h法)来提高求解精度。仿真结果表明,相较于h方法和p方法,文中的算法在求解最优问题时配点总数更少,求解效率更高。

飞行器上升段轨迹的优化设计

针对飞行器上升段轨迹优化求解困难的问题,提出一种基于正交配点的优化求解方法。该方法以第二类切比雪夫正交多项式的零点作为系统控制变量和状态变量的离散点,利用拉格朗日插值多项式对状态和控制变量进行拟合。通过对多项式的求导将动力学微分方程约束转化为代数约束,从而把无限维的最优控制问题转化为一个有限维的非线性规划(Nonlinear Programming,NLP)问题。随后,利用序列二次规划(Sequential Quadratic Program-ming,SQP)方法求解转化后的NLP问题,获得最优的飞行轨迹。最后,飞行器上的仿真结果验证了所提方法的有效性。研究成果可为飞行器的制导控制提供可行的飞行轨迹,有一定的工程应用价值。

高超声速飞行器快速平滑自适应二阶滑模控制

为解决高超声速飞行器在爬升的过程中存在严重匹配/非匹配不确定性的问题,提出了一种新型的自适应超螺旋滑模控制方法以抑制爬升段存在的匹配不确定性,并将该方法与滑模微分器相结合,以解决爬升段存在的非匹配不确定性.首先用滑模微分器估计反馈线性化模型中速度和高度的各阶导数,以缩小反馈线性化模型与原模型的差距;其次在传统超螺旋滑模的基础上,加入线性项以提高收敛速度;将积分项中不连续的符号函数连续化,保证控制输入的平滑性,更大程度削弱抖振;针对未知上界复合干扰,设计了一种自适应参数可增大可减小的自适应律,保证参数既不过大估计,又可放宽初值的选取,保证收敛速度.仿真结果表明:改进后的控制方法可实现状态量在有限时间内跟踪上指令信号,完成控制要求;且相较于传统超螺旋滑模控制算法,改进的控制方法控制输入更加平滑,收敛速度更快,从而验证了该方法的有效性以及先进性.

智能反射面辅助的非正交多址系统高能效传输方案研究

针对基站(base station, BS)功率分配和智能反射面(intelligent reflecting surface, IRS)相移相互耦合的非凸优化问题,提出一种新的交替优化方案,即交替运用最优能量效率(energy efficiency, EE)功率分配算法和块坐标上升(block coordinate ascent, BCA)技术求解功率分配与相位偏移问题,直至优化的目标值收敛。仿真结果表明,与IRS辅助的正交多址接入(orthogonal multiple access, OMA)、随机相移的IRS辅助非正交多址接入(non-orthogonal multiple access, NOMA)、无IRS辅助的纯NOMA接入技术相比,提出的IRS-NOMA传输方案能够显著提升系统的EE性能。

基于Proximal-Newton-Kantorovich凸规划的空天飞行器实时轨迹优化

针对空天飞行器大气层内上升段实时轨迹优化问题,提出一种基于Proximal-Newton-Kantorovich凸规划的轨迹优化方法。首先,应用Newton-Kantorovich迭代方法将轨迹优化问题转化为一系列的子问题,每个子问题都是一个线性最优控制问题;其次,针对Newton-Kantorovich迭代方法忽略运动方程中的高阶信息,导致难以收敛这一问题,提出Proximal-Newton-Kantorovich迭代方法,在子问题的性能指标中加入邻近规则化项,改善了Newton-Kantorovich迭代方法的收敛性;最后,将子问题离散为二阶锥规划问题,并应用内点法进行求解。提出的Proximal-Newton-Kantorovich凸规划方法是一种求解非线性轨迹规划问题的可行途径。理论分析表明,Proximal-Newton-Kantorovich迭代方法的收敛结果一定是轨迹优化问题的局部最优解。数值实验表明,此方法的计算时间在毫秒级。

基于近端策略优化的高速无人飞行器上升段在线轨迹规划

针对高速无人飞行器上升段在线轨迹规划需要实现多约束下在线快速求解的问题,首先搭建了飞行器的运动和动力学模型,给出了轨迹规划所面临的约束条件;并根据约束条件和飞行特性,基于近端策略优化(PPO)策略梯度优化设计了满足任务要求的动作状态空间和奖励评价函数。其次,基于飞行器上升段轨迹规划具有很强时间记忆性的特性,在传统PPO算法基础上引入长短期记忆网络(LSTM)网络结构,利用PPO-LSTM算法解决了高速飞行器上升段在线轨迹规划问题,训练出能够根据飞行器状态实时规划最优攻角策略的模型。最后,根据蒙特卡洛仿真对算法性能进行验证,结果表明,相比于传统PPO和粒子群算法,本文算法终端状态的均方根误差减小了约50%,充分证明了本文算法的优越性和有效性。