无动力滑翔高超声速飞行器轨迹预测方法

针对无动力滑翔高超声速飞行器轨迹预测问题及其应用需求,提出了基于动力学模型简化的轨迹预测方法。阐述了无动力滑翔高超声速飞行器预警探测面临的难点及轨迹预测在预警探测中的作用,说明了轨迹预测的必要性。分析了无动力滑翔高超声速飞行器的受力情况,通过合理的化简,得到简化的动力学模型,获得了运动轨迹的解析形式。设计了轨迹预测算法流程和轨迹预测精度的评价指标,通过仿真实验验证轨迹预测算法的有效性,并分析了引起轨迹预测误差的主要原因。

多高超声速滑翔飞行器协同避障轨迹规划研究

建立高超声速滑翔飞行器动力学模型和考虑复杂多约束条件的协同轨迹规划模型,着重考虑对雷达探测区、火力场覆盖区等禁飞区的避障和弹群内避碰问题,构造安全距离函数对禁飞区避障和弹群内避碰约束进行描述,采用自适应hp-Radau伪谱法将上述多约束条件下的复杂最优控制问题转化为非线性规划问题求解。提出协同避障轨迹规划流程,针对某通用大气飞行器(common aero vehicle,CAV)开展“异地出发,同时到达”的协同避障轨迹规划仿真,并进一步探究禁飞区位置和协同飞行时间对最优性能指标的影响。研究结果表明:本文提出的多高超声速滑翔飞行器协同避障轨迹规划方法有效处理了各种复杂约束条件,得到了满足各类约束条件和性能指标要求的多飞行器协同飞行轨迹。

基于解析解的高超声速滑翔飞行器的机动弹道设计

为了提高高超声速滑翔飞行器机动突防能力,本文研究了飞行器典型机动弹道的设计方法。首先,推导了高精度的高度-速度解析解,作为纵向弹道设计的基础。其次,基于高程解析解和横程解析解,设计了纵向机动模式和横向机动模式,实现飞行器纵向跳跃机动和横向摆动机动,分析了这两种模式对飞行器过载的影响,为实际突防中机动模式的选择提供依据;通过合理设计横向机动模式和纵向机动模式中弹道的幅值、频率和相位,实现飞行器空间螺旋机动和空间钟摆机动。最后,通过仿真验证了本文机动弹道设计方法具有较高精度,可满足实际突防设计的需求。

基于滚动时域估计的高超声速飞行器轨迹跟踪

针对高超声速飞行器高精度轨迹跟踪问题,提出一种将滚动时域估计与交互式多模型算法相结合的强机动目标轨迹跟踪算法。给出了半速度系下的高超声速飞行器滑翔段运动模型及量测模型。利用滚动时域估计方法将状态估计问题转化为有约束的优化问题,并充分考虑飞行器滑翔段物理约束。在此基础上,为应对目标不同机动模式,借助交互式多模型算法思想建立模型集对其进行近似。分别在机动模式不变和机动模式突变的情况下对算法进行了验证。结果表明,新算法采用多个模型并行估计,即时调整模型概率后进行融合输出,能够有效避免目标跟踪模型失配,可显著提高对于高超声速飞行器这类强机动目标的轨迹跟踪精度。

一种高超声速飞行器固定时间滑模控制方法

针对高超声速飞行器再入滑翔段的姿态控制问题,提出了一种存在外部扰动、模型不确定和输入饱和约束情况下的固定时间收敛终端滑模控制器。首先,针对固定时间收敛的超螺旋二阶滑模扰动观测器,给出了一个更加精确的固定收敛时间上界。随后,构造了一种改进的变指数系数快速非奇异多变量终端滑模面。进而,基于固定时间观测器和改进的滑模面,提出了一种可以使高超声速飞行器模型在受到外部扰动、模型存在不确定参数和输入饱和约束的情况下,能够实现固定时间收敛的再入滑翔段姿态控制终端滑模控制器,并证明了其在观测器收敛前后的固定时间稳定性。该方法能够在不引入额外测量的前提下,有效避免输入饱和。最后,通过数值仿真验证了所提出的控制方法的有效性。

高超声速飞行器改进阻力加速度剖面设计

针对高超声速飞行器在滑翔段标称轨迹制导过程中的阻力加速度剖面设计问题,提出了一种改进的阻力加速度剖面设计方法。为增大飞行器滑翔段航程,改善飞行状态参数,设计了以能量倒数为自变量的二次函数形式剖面,通过改变剖面中点处阻力加速度值的方式对剖面形状进行调整,以满足高超声速飞行器各项约束。仿真结果表明,与传统二次函数阻力加速度剖面进行对比,该阻力加速度剖面能够增加最大滑翔距离,并改善飞行状态参数,能支持飞行器完成禁飞区绕飞任务。

高超声速飞行器主动增阻的时间一致协同方法

针对三维空间中高超声速飞行器无动力滑翔段协同拦截运动目标的问题,提出了一种基于一致性理论的主动增阻时间协同方法。首先,给出三维空间的飞行器与目标相对运动方程,估计飞行器的剩余飞行时间。然后,基于多智能体一致性理论,设计了有限时间偏置一致性协议,使各飞行器的剩余飞行时间与指定飞行器一致。同时,设计了一种主动增阻的方法,可降低对运动目标的信息需求,不与视线法向制导律耦合。最后,对多飞行器协同打击机动目标的任务场景进行了仿真验证,结果证明了所提方法的有效性。

高超声速滑翔飞行器预测校正闭环协同末制导方法

针对能量持续衰减的高超声速滑翔飞行器末制导段时间协同问题,提出一种预测飞行时间并校正飞行剖面的协同制导方法。设计了一种带有负比例导引系数的参数化飞行剖面,在辨识气动参数后快速预测剩余飞行时间;通过数值算法修正飞行剖面参数,并输出制导指令,满足单飞行器时间约束制导要求;设计闭环协同策略,在分析飞行器时间调整能力后,各飞行器协调期望飞行时间,再自主规划飞行剖面以同时攻击目标。仿真结果表明:预测校正闭环协同制导方法可以满足时间协同末制导任务需求,落点误差小于5 m,相对时间误差小于1 s。

高超声速滑翔飞行器解析协同再入制导

为实现多高超声速滑翔飞行器的协同再入,提出一种基于剩余飞行时间和剩余飞行距离估计解析解的协同再入制导方法。基于准平衡滑翔条件推导了滑翔段剩余飞行时间和剩余飞行距离估计的解析表达式;通过攻角指令设计使飞行器快速进入并保持准平衡滑翔飞行,为时间协同提供有利条件;将纵向升阻比作为设计量,利用数值算法进行预测校正,结合航向角误差走廊得到倾侧角指令,实现了时间约束下的再入制导。基于此,设计了多飞行器协同再入策略,最终实现多飞行器绝对时间约束下的协同再入制导飞行。分别在标称条件和不确定条件下进行仿真,结果表明本研究提出方法具备一定的时间调节能力和对干扰的鲁棒性。

高超声速滑翔飞行器运动性能分析

防御方对来袭高超声速滑翔飞行器存在运动建模颗粒度过粗和难以过细等问题。在给出弹道几何模型的基础上,运用升阻比表示的滑翔段至末段运动模型定量评估分析了高超声速滑翔飞行器远程打击、末段毁伤、低空突防、快速打击、侧向绕飞突防等能力,采用4种典型高超声速滑翔飞行器对性能分析结论进行了校验。分析结果表明:高超声速滑翔飞行器大气层内高速飞行的同时会极大地延长其飞行时间,可观的横向机动距离需要牺牲较远的纵向射程。

高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化

为提高高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题求解速度和精度,提出了一种将改进的麻雀智能优化同参数化设计相结合的再入轨迹方法。首先,通过Tent混沌映射和精英反向种群方法初始化种群,利用黄金正弦策略进行种群的位置更新,并通过余弦策略减少侦察者数量,采用贪婪策略对种群的最优解进行选择和更新,在增强算法全局搜索能力的同时,不影响收敛速度。然后,将高超声速再入轨迹优化问题转化为攻角剖面和倾侧角剖面的参数化设计问题,将路径约束转化为阻力加速度再入飞行走廊,保证再入过程中始终满足路径约束,利用罚函数法处理终端约束,从而使得飞行器精确命中目标。最后,采用改进的麻雀智能优化算法对设计参数进行寻优,使得目标函数最优。仿真实验表明:本研究所提出的改进麻雀算法相较于原始麻雀算法、鲸鱼算法和粒子群算法收敛速度快,得到的高超声速滑翔飞行器再入轨迹精度有了进一步的提高;蒙特卡洛仿真实验说明,本研究所提出的高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化算法具有一定的鲁棒性。

面向高超声速滑翔目标的多模型多意图融合轨迹预测

针对高超声速滑翔目标速度快、机动强导致轨迹预测精度低且窗口有限的问题,提出了一种多模型多意图融合轨迹预测方法。首先从目标的控制规律出发,构建了纵向、侧向解耦的时变预测模型集,以升力参数、阻力参数与倾侧角幅值为特征参数,通过最小二乘法与高斯假设设计纵向模型;以倾侧角符号为特征参数,针对攻击意图、规避禁飞区以及C/S型机动等典型动作设计侧向模型。然后考虑意图距离、航向角与规避禁飞区等因素设计意图代价函数,基于贝叶斯理论推导预测模型与意图的后验概率递推公式,通过多机动模式、多意图的双层次融合提高轨迹预测准确性与鲁棒性。仿真结果表明,该方法能够应对高超声速滑翔目标的复杂机动,有效提高了长时轨迹预测精度。

高超飞行器电子发汗冷却热响应模型及数值模拟研究

高超声速飞行器前缘等尖锐部件在飞行过程中承受剧烈气动加热,表面温度可高达2000~3000 K以上,其热防护系统已成为制约飞行器突破飞行速度和航时极限的关键技术瓶颈。本文研究了一种基于电子发汗冷却的新型主动热防护技术路线,在电子热发射及冷却功率理论模型基础上构建了前缘热平衡方程,并基于Navier-Stokes方程耦合双温模型和11组分反应模型,运用计算流体动力学方法研究了前缘部件在不同条件下的热响应。结果表明,来流速度、前缘材料功函数、前缘曲率半径对电子发汗冷却效果均有显著影响。来流速度越高、前缘功函数越低、前缘曲率半径越小,电子发汗冷却所产生的温降幅度越大;在理想条件下,电子发汗冷却可产生超过40%幅度的降温效果,揭示了其应用于新一代主动热防护系统的潜力。

高超声速飞行器动力滑翔组合弹道优化

将滑翔弹道与巡航弹道的优势结合起来,设计了一种"滑翔+高马赫数巡航"飞行弹道方案,首先以增大射程和纵横向机动能力为指标,基于Gauss伪谱法优化设计了高超声速滑翔弹道方案;然后以反馈线性化结合滑模变结构理论,设计了高精度稳态巡航方案.弹道仿真结果表明,新弹道方案能迅速收敛于最优解,从而验证了所设计弹道的合理性.

基于CFD的高超声速飞行器模型建立及面向控制建模研究

针对高超声速飞行器带有非线性、强耦合等特性的复杂模型分析问题,采用计算流体动力学(computationalfluiddynamics,CFD)方法,在构建机身三维结构的基础上,设置计算流域、计算网格、计算模型,得到不同飞行状态下的关键气动力数据,并结合数据拟合技术,获得了多项式形式的气动力数学模型。考虑包含过多交叉耦合项和高阶项的模型形式过于复杂给控制器设计带来难题的问题,采用基于蒙特卡洛仿真的敏感性分析方法,从影响模型使用的风险因素入手,将模型中的拟合参数视为简化模型中的风险因素,结合模型状态输出建立安全性评价指标,利用敏感性参数分析技术给出面向控制建模分析的数学模型。结果表明:基于敏感性分析定量指标获得了简化后易于控制器设计的面向控制高超声速飞行器的数学模型。

高超声速滑翔飞行器典型弹道特性分析

研究平衡滑翔和跳跃滑翔两种高超声速滑翔飞行器典型弹道模式的纵向弹道特性。首先建立高超声速滑翔飞行器的纵向运动模型。在平衡滑翔条件下,导出速度、高度与速度倾角之间函数关系式,分析动压、过载与热流密度随速度变化的规律,并给出常升阻比时运动状态参数之间的解析表达式。针对跳跃滑翔弹道,采用数值仿真方法分析初始速度、高度与速度倾角对弹道的影响。本文的研究有利于提高对高超声速滑翔飞行器弹道特性的认识水平,并能为弹道预报、轨迹规划与制导系统设计等提供参考。

多约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化

研究了考虑航路点、禁飞区、热流、动压、过载、控制量以及终端状态等多种约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计问题。分析了采用一般Gauss伪谱方法进行高超声速滑翔飞行器轨迹优化设计存在的主要问题,为此,提出了轨迹分段优化策略,将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题,进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化,将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题进行求解。以多约束条件下最大射程轨迹优化为例进行仿真分析,结果表明分段优化方法能够较快地设计出满足各种约束条件的优化轨迹。

基于物理规划的高超声速飞行器滑翔式再入轨迹优化

轨迹优化是新型高超声速滑翔式再入飞行器方案设计的关键技术之一。物理规划方法能够以较低的计算代价获得设计者偏好的多目标优化问题的折中解。基于该方法研究滑翔式再入最优飞行轨迹。首先介绍物理规划方法求解多目标优化问题的数学模型,然后将考虑射程最大、热载最小、热流密度峰值最小和弹道最稳定4个目标的再入最优轨迹问题纳入物理规划的框架求解。以某带翼锥形再入飞行器为例,通过计算并分析单目标优化结果,确定具体的偏好结构,采用遗传算法求解了考虑热流、过载、动压和终端条件约束的多目标最优轨迹。优化计算结果验证了物理规划方法的有效性。分析了沿最优轨迹飞行的物理原因和基本迎角控制规律,可为滑翔式再入飞行器的最优轨迹方案设计提供依据。

基于升阻比变化规律的再入高超声速滑翔飞行器轨迹预测算法

针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈近线性增长的规律,给出了升阻比变化函数的形式及拟合方式,并在此基础上设计了轨迹预测算法,最后通过仿真验证了算法的有效性。该算法对反助推-滑翔无动力跳跃飞行器指挥决策问题的研究具有重要意义。

高超声速滑翔式飞行器再入轨迹多目标多约束优化

轨迹优化是高超声速滑翔式飞行器关键技术之一。为避免间接法求解轨迹优化问题时对初值敏感以及伪谱法求解轨迹优化问题中难以处理航路点和禁飞区等问题,提出采用基于Akima插值多项式的直接法求解高超声速滑翔式飞行器再入轨迹优化问题。以驻点热流密度最小和到达目标点时间最小为优化目标,考虑了终端约束、航路点约束、禁飞区约束、动压约束、过载约束等约束条件。仿真结果表明:采用的插值方法可以减少插值过程中的控制变量越界问题;得到的Pareto前沿具有良好的分布性,在初步设计时能够给设计者较大的选择余地;和文献中的单目标优化结果相比,本文所采用的算法也具有较好的寻优能力。