机动弹头引入段弹道优化设计

建立了机动弹头再入弹道的数学模型,该模型要求在满足热流约束的条件下,寻找一个攻角控制规律作为输入来使得弹道最优．采用遗传算法对此问题进行优化计算,并设计了一种适当的惩罚函数将其转化为无约束问题,提高了求解效率,得到了全局最优弹道和相应的初始伴随变量．实例计算结果表明,数学模型正确,计算方法可行,在满足热流约束的条件下可以求解出最大终端速度弹道．     

一种乘波外形导弹增程段弹道的最优控制解法

高超音速导弹弹道优化的目的是针对其弹道数学模型,设计方案弹道,寻求一个最优攻角规律使得弹道性能指标最优.为此将弹道问题转化成最优控制问题,通过最小值原理,得到滑翔飞行距离最大的最优弹道的一阶必要条件,采用遗传算法求解了此两点边值约束问题.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束条件下,通过最优控制解法和遗传算法求取最优弹道方法可行.     

高超声速飞行器时间最短弹道优化设计

通过极大值原理推导出时间最短弹道优化问题的必要条件和边值条件.采用遗传算法和邻近极值法求解了最优控制的两点边值问题.从次优化弹道得到攻角的变化规律,再从次优化弹道估计出初始伴随变量的范围,用遗传算法在此范围内优化初始伴随变量找到全局近似最优值,再用邻近极值法满足边值条件和约束条件.算例求解了满足热流和过载约束的最短时间弹道,与次优化弹道进行比较,可知用最优控制方法得到的最短飞行时间小于次优化方法得到的最短飞行时间.     

高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计

建立了升力体再入滑翔飞行器的气动模型和多约束模型。多约束模型除了包括热流密度、气动过载、动压和终端约束等典型约束外,还建立了更符合实际任务的路径点和禁飞区约束模型,并利用路径点、禁飞区和终端约束划分弹道,在各段分别使用高斯伪谱法进行弹道求解,将多段多约束的最优控制问题转换为非线性规划问题。改进的准平衡滑翔条件保证了弹道平缓。最后通过Matlab仿真计算验证了所用分段高斯伪谱法规划弹道比传统的高斯伪谱法具有更精确的优化结果和更高的优化效率。     

基于高斯伪谱法的钻地炸弹非线性最优弹道设计

针对钻地炸弹落角大、质量重、机动能力差的特点,文中采用Gauss伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的过载最小最优弹道.利用全局插值多项式估计将非线性弹道方程转化为离散的代数约束方程,从而将复杂的非线性最优控制问题转化为非线性规划问题.通过仿真对比得出基于伪谱原理的优化弹道全程过载均匀且最低,较好的实现设计任务,体现了文中的最优弹道设计方法的有效性和应用潜力.     

助推-滑翔导弹最大射程优化

对助推-滑翔导弹弹道进行数值优化有利于提高综合飞行能力,针对此问题,给出了一种求解其最大射程弹道的整段优化方法,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型.在考虑攻角、法向过载、分离点衔接及落地条件等约束下,应用序列二次规划法求解了最大射程弹道.结果表明,助推-滑翔导弹比常规弹道导弹射程显著提高,其最优弹道有效地提高了射程和突防能力.     

并行计算在垂直发射火箭弹转弯过程中的应用

火箭弹垂直发射转弯过程是非线性动力学过程,为解决巨型规模的最优弹道解算问题,研究了分布式并行计算方法,建立了最优弹道的并行求解模型,研制了专用仿真软件.仿真分析结果表明:在满足一定的参数精度要求的情况下,最优控制弹道问题具有极好的并行性,分布式并行计算可显著提高计算效率,问题的求解时间随并行机节点数的增加而成比例的缩短.     

图像制导空地导弹攻顶弹道方案研究

空地制导武器侵彻战斗部为达到最佳毁伤效能,在保证精度的同时,对落角提出了严格的要求.首先基于二次型最优理论推导了满足落点及落角约束的最优制导律.以远程图像制导空地导弹为背景开展攻顶弹道方案研究,针对纯惯导使用条件要求,提出了末导时间tgo算法,同时制导律参数以导引头框架角约束实现自适应.通过仿真计算验证弹道方案的可行性.     

地理约束下远程滑翔导弹弹道优化

分析了远程滑翔导弹地理约束的形成,建立了三自由度弹道模型、气动模型与气动热模型.在考虑地理等实际约束下,建立了多阶段多约束弹道优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.结果表明,研究方法适合于解决考虑地理等约束的远程滑翔导弹弹道问题,所得的最优弹道更有利于满足实际作战需求.     

多约束条件下高超声速导弹再入轨迹优化

为研究多约束条件下的高超声速导弹再入轨迹优化问题,提出了分段优化策略的再入轨迹优化方法,多阶段求解最优轨迹。建立了导弹的动力学模型、气动力模型和大气密度的计算模型,在考虑导弹的过载、动压、驻点热流和角度变化率等多种约束条件下,以导弹再入末速度最大和驻点热流最小为目标函数,基于hp自适应伪谱法和高斯伪谱法进行了弹道数值仿真。仿真结果表明,分段优化策略有效减少了计算时间,降低了计算复杂度。     

非结构道路场景下轮式无人车辆避障算法

针对非结构化道路下轮式无人车辆的避障问题,提出一种基于模型预测控制的避障算法。在没有离线地图和参考轨迹的非结构化场景下,通过优化方法直接获得车辆运动的轨迹、前轮转角与参考纵向加速度,同时满足车辆运动约束与避障功能。利用车辆感知信息,根据非结构化道路场景将避障问题划分为分段最优控制问题;明确最优控制问题各段的车辆约束与评价指标,并将约束转换为与车辆横纵向控制相关的形式,进而对最优控制问题进行求解。实车测试结果表明,该算法在非结构道路中实现了轨迹规划,规划结果满足车辆约束并使得车辆实现避障。     

复杂约束条件下的再入轨迹迭代求解方法

针对复杂非线性约束条件下,高超声速飞行器再入轨迹优化问题强非线性、多阶段、多约束的特点,提出了一种基于Gauss伪谱法的逐步添加约束的迭代求解方法。完善了规则形状禁飞区约束建模,提出更切实际的禁飞区模型以适应不同任务需求;提出逐步添加约束的迭代求解框架,该框架从解构复杂约束入手,由简至繁逐步添加约束并迭代求解逼近原复杂问题的解;以时间最短为优化目标,对考虑驻点热流密度、过载、动压和禁飞区等多约束的条件下的轨迹优化问题进行仿真计算。仿真结果验证了该算法的正确性、有效性和较好的鲁棒性。     

空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考; 从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。     

无控火箭弹弹道失稳机理研究

针对先进空空导弹研制中出现的无控火箭弹弹道失稳问题进行了分析,建立了火箭弹弹体纵向、横向及二者交叉耦合的数学模型,开展了共振现象的数字仿真,对火箭弹弹道失稳的机理进行了探讨研究。结果表明,火箭弹弹道失稳的根本原因是先进空空导弹降低静稳定度后弹体纵横向运动耦合发生了共振。在分析先进空空导弹技术特点的基础上,结合数字仿真研究和工程实践,提出了保证无控火箭弹飞行稳定的主动控制措施和被动控制措施,经飞行试验验证了措施有效。同时指出,在有控弹上不存在类似的弹道失稳问题。     

升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计

升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大.为了寻求一种快速解决这一问题的工程设计方法,以三级固体运载器为研究对象,提出了升力式飞行器助推段多约束弹道设计方法,通过设计...     

高超声速临近空间飞行器铰链力矩最小俯冲弹道设计

为解决高超声速临近空间飞行器俯冲段铰链力矩过大问题,给出了一种降低铰链力矩的俯冲弹道设计方法.在建立俯冲弹道优化模型的基础上,利用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,进而将其作为极大极小优化问题采用序列二次规划方法进行求解,其中优化的初值由按照最优导引方式生成的初始弹道获得.在普通台式机上耗时约2min,获得的优化弹道铰链力矩峰值下降达67%,并且各种约束条件均可满足,采用美国GAV-H飞行器总体和气动参数进行了铰链力矩最小俯冲弹道仿真,分析了最优俯冲起点的选取策略,结果表明,该铰链力矩最小俯冲弹道设计方法具有可行性.     

大气层外弹道导弹中段拦截弹道规划

为解决反导拦截弹道快速规划问题,依据椭圆弹道理论与二体理论提出一种弹道导弹中段拦截弹道规划模型。在获取目标弹道某一时刻初始位置和速度状态信息基础上,利用椭圆弹道理论建立目标飞行位置与飞行时间的关系,实现对遭遇点位置信息的预测;根据拦截弹发射点位置以及预测遭遇点位置,利用Lambert方程在飞行时间的约束下解算拦截弹的状态信息,从而建立拦截弹的弹道规划模型;使用MATLAB软件仿真验证拦截弹规划模型的有效性。该模型为中段拦截弹道规划设计提供了一种思路和方法,并且在相应的约束条件下规划的拦截弹道在理论上能够满足中段反导拦截作战要求。     

基于拟平衡滑翔的再入轨迹快速规划方法

针对高超声速飞行器多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于拟平衡滑翔条件的三维再入轨迹快速规划方法;该方法充分利用滑翔式高超声速飞行器的再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件,将过程约束转化为对倾侧角的约束;纵向轨迹规划采用直接规划倾侧角的方法,在倾侧角约束空间中利用内插的方法得到倾侧角剖面;侧向规划采用横程约束走廊确定倾侧角的反转时刻;最后,对该轨迹规划方法进行了算例分析,结果表明：该轨迹规划方法能够在满足各种过程约束和终端约束的情况下快速完成再入轨迹规划。