助推-滑翔导弹弹道优化与总体参数分析

为解决助推-滑翔导弹的弹道设计与性能分析问题,提出了一种分段优化的全弹道设计方法.利用工程估算方法估算导弹的助推器参数,建立了弹道优化模型,将全弹道分为主动段和滑翔弹头飞行段,分段进行弹道优化.采用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,采用序列二次规划(SQP)等数值方法进行求解.仿真结果表明,Gauss伪谱法处理此类多阶段多约束的弹道优化问题效果较好,最优弹道起伏较小,控制量变化平滑,各项约束都得到满足.利用弹道优化分析了起飞质量、主动段终端倾角对导弹射程的影响,并与弹道导弹进行了比较,结果表明,助推-滑翔导弹在增程方面具有较大优势.     

基于H-V规划的多约束再入滑翔制导方法

针对助推-滑翔超高速飞行器再入滑翔段轨迹设计问题,考虑热流密度、动压、过载、准平衡滑翔等多种约束的前提下,生成再入走廊。在给定滑翔段初始速度及末端速度和高度的前提下,设计了一种由滑翔段初始高度唯一确定的滑翔段H-V轨迹,基于反馈线性化推导得到实现此轨迹的侧倾角指令。同时,考虑满足再入走廊约束和侧倾角不出现奇异的要求,采用逐步计算的方法获得滑翔段初始高度的可行域,并将其作为再入初始段轨迹设计的终端约束。通过初始段设计得到某一确定可行的滑翔段初始高度,进而得到滑翔段的确定H-V轨迹和侧倾角指令。仿真结果表明,再入滑翔段H-V轨迹制导方法,既能够满足多种过程约束,又能避免侧倾角奇异的现象,实现参考轨迹快速生成与精确跟踪。     

基于粒子群优化的再入可达区计算方法研究

针对升力式高超声速飞行器再入可达区计算问题,提出了一种粒子群优化（PSO）和倾侧角反转相结合的混合求解方案。为了减小待优化变量的搜寻空间,设计了一种参数化的倾侧角剖面,利用约束PSO算法求解满足再入过程约束和末端约束的最优滑翔轨迹。通过倾侧角正向和逆向反转逻辑直接生成倾侧角指令集合,进而实现高超声速飞行器再入可达区的快速估算。高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H仿真实例表明,该混合优化求解方案易于实现且无需预估参数初值,具有良好的可操作性。     

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。     

洲际助推-滑翔导弹弹道优化与分析

为了得到洲际助推一滑翔导弹的最优弹道,给出了弹道分段准则,分析了适合的弹道形式;建立了纵平面运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型.针对其弹道优化问题,在考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、突防、弹头鼻头滞点热率与壁温等约束条件下,建立了助推段与滑翔段的多约束多阶段弹道优化模型.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.仿真给出并比较了3种情况的弹道优化结果.分析表明,助推-滑翔-弹跳弹道更适合于尖鼻头洲际助推-滑翔导弹.     

非均匀参数化方法在弹道优化中的应用

为获得最优滑翔方案弹道,基于制导炮弹质点弹道模型、飞行状态约束条件与最大射程目标函数,建立了增程弹道优化模型。针对传统的均匀参数化方法难以精确逼近最优弹道的问题,将控制时域非均匀离散化,各时间段长度作为优化参数。采用变尺度的非均匀参数化方法和序列二次规划方法相结合,对滑翔方案弹道进行优化。仿真结果显示:相比传统方法,该方法设计的方案弹道的射程更远、终端速度更大,具有更强的弹道性能优势。     

飞行器最优滑翔弹道研究

利用动态规划法研究并求解了飞行器轨迹优化问题.根据最优性原理确定了最优滑翔弹道问题的最优性条件.建立了求解最优控制问题的连续微分动态规划算法步骤.遵循此步骤,对具体问题进行数值求解.计算结果表明,该方法是求解轨迹优化问题的一种有效方法,时飞行器的气动力设计和最优制导律设计有重要意义.     

升力式航天器再入最优轨迹研究

从无量纲飞行器质点运动方程出发，引入了能量参数对运动方程进行推导，使得运动方程和优化问题易于处理．通过将气动力假设为能量参数的分段连续线性函数。并且采用Runge-Kutta数值计算方法，将轨迹优化问题转化为多维非线性规划问题．应用广义乘子法对其进行数值求解．针对给定不同最大航迹角的2种情况，获得了总加热量最小，满足终端要求以及过载、动压、热流约束的最优轨迹，分析了返回最优轨迹的特点。     

基于混合粒子群优化的动力飞行器再入轨迹优化

研究了一类含动力再入飞行器的跳跃轨迹优化问题。首先将动力学方程中的控制量进行有限维数的参数化,减少优化算法的搜索空间。然后利用约束PSO算法和Powell优化算法相结合的混合优化算法求解满足再入过程约束和末端约束的最优滑翔轨迹。最后通过对高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H的仿真分析,验证了该混合优化算法的有效性。     

基于轨迹优化的返回式滑翔飞行器最小航程影响因素分析

为使返回式滑翔飞行器实现最小航程,对最小航程影响因素进行了探讨,主要包括初始状态、终端终态、质量规模、约束条件等。以类CAV-H返回式滑翔飞行器为研究对象,建立了空间运动的坐标体系和运动学模型,给出了飞行约束体系,通过伪谱法和序列二次规划等方法进行轨迹优化。仿真结果表明:适中的初始高度有利于实现最小航程;为了实现最小航程,飞行器需要保持接近最大升阻比攻角去做三维空间机动飞行;适当减小初始速度能获得比较可观的最小航程;初始倾角可取小量负值,能在高效获得航程最小的同时兼顾热流密度;初始航向角适当偏离标称航向时,有利于获得最小航程;为了实现最小航程,在不同初始条件下需要合理地选择返回角/末端航向角;适中的滑翔终端高度有利于实现最小航程;适当增加或减轻飞行器质量有利于实现最小航程;放宽约束条件有利于最小航程的实现。通过基于轨迹优化的返回式滑翔飞行器最小航程影响因素分析,可以指导最小航程的设计与实现。     

变后掠翼航弹滑翔弹道优化设计

为增强变后掠翼航弹的滑翔能力,研究了一种变后掠翼航弹的滑翔弹道优化设计问题.分析了变后掠翼航弹的气动特性,将弹道优化问题转化为最优控制问题,利用最小值原理,推导了滑翔段飞行距离最大的必要条件,在此基础上采用粒子群算法对攻角及后掠角进行寻优,形成了一种基于攻角与后掠角双变量控制的弹道优化设计方法.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量比固定外形和常规单变量控制的航弹射程显著提高,寻优结果符合气动特性分布规律,通过最优控制和粒子群算法优化弹道的方法是可行的.     

基于高斯伪谱法的二级助推战术火箭多阶段轨迹优化

针对二级助推战术火箭在多种约束下的高精度轨迹优化问题,提出了一种基于高斯伪谱法（GPM）的多阶段轨迹优化方法。针对二级发动机的工作特点,将全弹道划分为发射段、爬升段、续航段和制导攻击段4个阶段。为了提高禁飞区或敌方火力覆盖区附近的优化轨迹精确度,引入准接触点概念,将全弹道进一步进行阶段细分,并以连接点确保相邻阶段的顺利连接。利用GPM将轨迹规划问题转化为非线性规划问题进行求解。为了进一步提高计算效率、降低初值设置的难度,设计了基于初值生成器的迭代策略,实现了二级助推战术火箭多阶段轨迹优化。充分考虑飞行器各阶段飞行特点和约束,通过数值算例表明了该方法的优点。仿真结果表明,所提优化方法求解效率高,能够得到可行的最佳轨迹。     

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。     

基于简便约束粒子群优化算法的空空导弹μ-PID控制器设计

针对现有约束粒子群优化(PSO)算法存在的算法复杂、应用范围受限、优化效果不佳等缺陷,提出一种新型约束粒子群算法。该算法采用目标函数替换的方法将约束优化问题转化为非约束优化问题,具有简便易用的优点。通过典型测试函数测试并和其他具有代表性的约束PSO算法进行对比,表明该算法在处理约束优化问题上的优越性。为了验证该算法应用于工程的可行性,以样例导弹纵向模型为对象,针对经典Raytheon控制结构,采用该算法设计了μ-PID控制器。仿真结果表明,样例导弹控制器可以在满足多种时域指标的同时具有良好的鲁棒性能,达到了设计指标要求,验证了所提出算法的有效性。     

滑翔飞行器多投放条件下飞行性能优化

滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明：初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。     

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.     

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.     

基于导航点改进Gauss伪谱法规划滑翔导弹航迹

为了研究滑翔导弹的航迹规划问题,利用优化理论,规划了多约束条件下导航点之间的航迹。基于导航点位置改进Gauss伪谱法(Gauss pseudospectral method,GPM),利用改进GPM离散控制变量和状态变量,将最优控制问题转化为非线性规划问题,利用改进序列二次规划算法求解。GPM求解分段航迹规划问题,需要迭代获取下段航迹的飞行时间,降低了算法效率。改进GPM能够有效弥补单纯以时间为自变量带来的诸多规划中的不足,具有更为宽泛的优化目标适应能力。算例结果表明,改进后的算法能够准确、高效地规划一条合理的航迹,满足飞行约束条件。