基于Gauss伪谱法的助推-滑翔飞行器多阶段约束轨迹优化(英文)

在同时存在路径约束和边界条件时确定助推-滑翔飞行器的最优运动轨迹是近年来的热点问题。本文讨论了助推-滑翔飞行器的具有最大纵向航程和横向航程的两种最优轨迹。Gauss伪谱法是由Benson和Huntington提出的,在求解复杂的最优控制问题时有较快的收敛速度并能提供高精度的解。文中介绍了该方法并利用其将轨迹优化问题变换为可由NLP求解器进行数值求解的非线性规划问题。文中还介绍了其它相关的技术,例如端点控制的计算方法、处理包含奇异弧段的多阶段问题的处理方法、获得初始猜测值的方法和验证结果的方法等。仿真结果可以说明在给定的热流、过载和动压约束下最优轨迹的若干关键特性。通过优化和仿真计算,同时证明了此方法的实用性和有效性。

助推-滑翔飞行器助推段最优轨迹快速生成方法

助推-滑翔飞行器助推段轨迹快速和全自主的规划和参数生成具有重要的工程意义。针对此问题,给出了一种可实用的、鲁棒性强的助推段最优轨迹快速生成方法。利用间接法,结合无过程约束下助推段最优轨迹的半解析表达式,构造了一种双重迭代算法,采用密度同伦的方法逐渐引入大气的影响,获得无过程约束下助推段最优轨迹,而后将该值作为初值,再采用直接法进行求解,最终获得有过程约束下助推段最优轨迹。对该方法进行了仿真验证,仿真结果表明,给出的方法合理可行,能在3min内获得一条满足约束的助推段最优轨迹。

助推-滑翔飞行器总体多学科设计优化研究

以助推-滑翔飞行器为研究对象,开展多学科设计优化在其总体设计过程中的应用研究。首先对助推-滑翔飞行器进行多学科设计优化任务分析、多学科建模,并建立了助推-滑翔飞行器总体多学科设计优化模型;其次对助推-滑翔飞行器总体设计学科间耦合特点进行分析,在此基础上提出了基于最优灵敏度方法的两层系统集成优化策略;最后通过数值优化算例验证了方法的有效性。优化结果表明,该方法具有较好的收敛速度,且使满载起飞质量减少9%,为高性能飞行器总体设计提供新的设计思路。

助推-滑翔飞行器弹道最优控制研究

从多阶段多约束最优控制的角度对助推-滑翔飞行器弹道最优控制问题进行研究。首先建立了无量纲化的弹道动力学方程组并提炼出总体设计参数;其次使用Radau伪谱方法将多约束的弹道最优控制问题转化为非线性规划问题,通过引入连接点概念处理多阶段不连续问题,并采用序列二次规划方法进行求解;最后通过数值算例验证了方法的实用性和有效性。数值优化算例表明,通过多阶段Radau伪谱方法可较好处理助推-滑翔飞行器全射程最优问题,所得计算结果与理论最优解一致。

基于终端速度约束的助推-滑翔飞行器滑翔弹道设计方法

针对助推-滑翔飞行器滑翔弹道设计和速度控制问题,给出滑翔终端速度计算公式和滑翔终端速度控制方法,为滑翔弹道和滑翔终端速度控制联合设计提供了工具,为解决滑翔式飞行器起滑点位置、速度偏差及飞行中气动偏差等造成的滑翔终端速度偏差较大的问题提供了基础。仿真验证表明:该方法实用性较好,具有较强的工程应用价值。

助推-滑翔飞行器再入过程强化学习自抗扰控制

针对助推-滑翔飞行器再入过程强耦合、快时变、强非线性的特点带来的姿态控制问题,提出了一种基于最大熵强化学习参数整定的线性自抗扰控制方法。利用输入-输出反馈线性化建立了三通道解耦的线性控制模型,并设计了线性自抗扰控制器,获取了待设计控制器参数。建立了控制模型的马尔可夫决策过程,利用最大熵强化学习算法对控制器参数进行寻优。针对飞行器再入滑翔段进行六自由度仿真,仿真结果表明,所设计的控制器能够自适应调整控制器参数,与线性自抗扰控制器相比,跟踪速度更快,误差更小,从而验证了所提方法应用于助推-滑翔飞行器再入段姿态控制问题的有效性。

变形技术在助推-滑翔飞行器中的应用前景分析

针对助推-滑翔飞行器大飞行包络、多种设计矛盾难以兼顾的设计难点,分析了助推-滑翔飞行器的变形需求。通过调研变形飞行技术的国内外研究现状,明确了将变形技术应用到助推滑翔飞行器的意义和技术难点。变形技术与助推滑翔技术的融合,不仅能够提升飞行器战技指标,还可以对未来飞行器实现智能化作战提供平台保证,有望促进武器系统的更新换代。

助推-滑翔飞行器弹道规划技术综述

分析了助推-滑翔飞行器弹道规划概念提出的原因,介绍了国外助推-滑翔飞行器的发展历史以及研究现状。分析归纳了未来助推-滑翔飞行器的弹道规划技术需求,展望了助推-滑翔飞行器的弹道规划技术发展趋势,在弹道规划方面为我国发展助推-滑翔飞行器提供了有益的参考。

高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹分析

提出了一种高超声速助推-滑翔式飞行器中段弹道轨迹设计方法,并对弹道特性进行了仿真。首先介绍了高超声速助推-滑翔式飞行器的概念和它的基本弹道轨迹,分析了传统轨迹设计中的不足。然后提出了一种机动程序和发动机短暂点火相结合控制跃起,综合考虑实时精确的空气动力、地球引力以实现跳跃式飞行的弹道轨迹设计方法,并在机动控制程序不变时对点火次数、点火高度和推力大小进行了弹道仿真分析。仿真结果显示了该方法的可行性、整体设计上的优势以及在增大射程、提高突防能力上的性能优势。

基于hp自适应伪谱法的飞行器多阶段轨迹优化

为解决助推-滑翔飞行器的多阶段多约束轨迹优化问题,在考虑速度约束、轨迹阶段切换点约束与轨迹末端参数约束的条件下,建立了助推-滑翔飞行器纵向运动模型与多阶段轨迹优化模型.采用基于hp自适应伪谱法的Legendre-Gauss-Radau离散点,将该最优控制问题转换为多阶段非线性规划问题,求解得到最大飞行距离轨迹.为解决多阶段轨迹优化算法难以确定位置自由的阶段切换点的问题,基于动态规划的思想,设计了新的多阶段轨迹优化策略.改进后的优化策略在得到了多阶段全局近似最优解结果的同时,减少了原优化算法的计算量.仿真结果表明,改进的hp自适应伪谱法能有效解决多阶段助推-滑翔飞行器轨迹优化问题,优化结果优于最大升阻比滑翔飞行轨迹.

高超声速飞行器起飞质量的解析估算

基于火箭助推的发射方式,推导出弹道式飞行器、高超声速助推-滑翔飞行器及高超声速助推-巡航飞行器的起飞质量与航程、燃料比冲和载荷之间的解析关系,为总体设计初期快速估算飞行器起飞质量提供了方法。基于此,比较了3种飞行器的起飞质量载荷比。结果表明,助推-巡航飞行器性能最优,助推-滑翔飞行器性能居中,弹道式飞行器的性能最差。