应用边界交叉法的高超声速滑翔飞行器多目标轨迹优化

针对高超声速滑翔飞行器复杂约束条件下多目标轨迹设计问题,基于边界交叉法和伪谱法提出多目标轨迹优化方法。分析高超声速滑翔飞行器复杂约束轨迹优化问题的特点,提出多目标轨迹优化问题。采用边界交叉法和伪谱法将多目标轨迹优化问题转化为一组单目标优化子问题,利用非线性规划算法分别求解。在优化过程中,将已求解子问题的解作为下一个子问题的初始值,求解最大横程和最小峰值热流轨迹优化问题。仿真结果表明:所提方法能够有效搜索到优化轨迹的Pareto前沿,可以为高超声速滑翔飞行器轨迹设计提供参考。     

基于边界交叉法的高超声速滑翔飞行器多目标轨迹优化研究

针对高超声速滑翔飞行器复杂约束条件下多目标轨迹设计问题，基于边界交叉法和伪谱法提出了其多目标轨迹优化方法。首先，分析了高超声速滑翔飞行器复杂约束轨迹优化问题的特点，提出了多目标轨迹优化问题。然后，采用边界交叉法和伪谱法将多目标轨迹优化问题转化为一组单目标优化子问题，利用非线性规划算法分别求解。在优化过程中，将已求解子问题的解作为下一个子问题的初始值。利用上述方法求解了最大横程和最小峰值热流轨迹优化问题，仿真结果表明：本文方法能够有效搜索到优化轨迹的Pareto前沿，可以为高超声速滑翔飞行器轨迹设计提供参考。     

助推-滑翔飞行器可达区域影响因素研究

利用Radau伪谱法将连续的助推-滑翔飞行器轨迹优化问题转化为非线性规划问题,通过仿真得到了飞行器完整的可达区域,着重分析了升阻比、终端速度以及终端倾角对飞行器可达区域的影响.研究结果表明,可达区域呈现出类椭圆结构,其地理区域覆盖能力由助推火箭关机点速度决定;与终端倾角对飞行器可达区域的影响相比,飞行器升阻比特性和终端速度的影响相对较大.     

微小型飞行器姿态快速机动控制方法

针对某弹道导弹释放的微小型飞行器的姿态控制任务需求,提出一种基于Gauss伪谱法的姿态快速机动控制方法。建立精确的姿态控制模型,并考虑反作用飞轮的耦合力矩项;采用Gauss伪谱法获取最优姿态轨迹,设计准滑模跟踪控制器以跟踪该最优轨迹。数字仿真结果表明,Gauss伪谱法计算得到的轨迹是最优的,准滑模跟踪控制器能实现对最优轨迹的良好跟踪,且对干扰力矩有较好的抑制作用。     

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.     

基于地面防御约束的飞行器再入轨迹优化研究

针对不同防御阵地位置与防御半径,利用Radau伪谱法进行了机动再入飞行器最短时间突防轨迹的优化研究,分析发现,随着防御半径的增加,飞行器依靠空气动力进行侧向机动规避较难实现,并且当防御阵地靠近目标点时,飞行器可机动规避的范围较小,但由于其飞行高度的特殊变化,使得地面防御力量仍然难以实施有效拦截。计算结论对再入飞行器突防轨迹的设计以及地面防御力量的部署都具有一定的参考价值。     

冲压发动机导弹轨迹/总体参数一体化优化设计

对以冲压发动机为动力导弹的轨迹/总体参数一体化优化设计问题进行了研究。建立了一体化优化的相关数学模型,提出采用高斯伪谱法将一体化优化中的轨迹最优控制问题参数化,然后用序列二次规划方法求解该一体化优化问题。仿真结果表明,经过一体化优化设计,起飞质量比不考虑轨迹优化的方案减少了4.06%。总体参数优化结合轨迹优化最大程度地挖掘了导弹总体设计的潜力,提高了总体性能。其结果可为冲压发动机导弹总体优化设计研究提供理论参考。     

高超声速滑翔式再入飞行器最大航程飞行轨迹分析

针对航程最大的再入问题,研究了高超声速滑翔式再入飞行器的飞行轨迹特性.使用Legendre伪谱法进行轨迹优化,得到最优轨迹.分析了路径约束对轨迹的影响,以及在路径约束下控制量对飞行轨迹的影响.根据控制量的取值规律,提出一种升力系数的分段直线取值模型.数字仿真表明,通过该模型得到的飞行轨迹与最优轨迹类似,且航程相差很小,可以作为一种使航程最大的轨迹控制方法.     

基于Gauss伪谱法的航天器气动力辅助平面变轨问题研究

气动力辅助变轨技术可以有效地节约燃料,是未来航天器新型变轨技术的发展方向之一.该文采用Gauss伪谱法对航天器从高轨道向低轨道共面轨道转移问题进行了研究.在考虑热流限制、控制约束的条件下,得到了航天器大气飞行段的次优轨迹,并对轨迹特性进行了分析,证明优化结果满足一阶最优性必要条件.同时采用间接法处理该问题,对两种方法的...     

多飞行器协同轨迹优化设计

针对多飞行器协同轨迹约束多、耦合强的复杂多目标优化与决策问题,对多飞行器协同轨迹优化进行了较为系统的研究。首先,对多飞行器协同轨迹优化进行了数学描述和对多飞行器在未知环境下的航迹规划进行了数学建模;其次,提出了多飞行器协同任务规划系统优化设计的数值算法,其主要包括多飞行器协同任务分配算法与飞行器最优航迹规划;最后,基于以上的研究,对3种典型不同情况下的多飞行器协同轨迹优化进行了飞行数值仿真与分析。该算法具有以下特性:全局一体优化、采用最优的多维策略、实时在线性、高精度、能够考虑各种随机干扰的作用等。     

高超声速滑翔飞行器倾斜转弯分析及控制系统设计

倾斜转弯技术是高超声速滑翔飞行器控制的一个重要发展方向.针对高超声速滑翔飞行器倾斜转弯技术开展研究.以平衡滑翔弹道为参考弹道,分析了转弯半径、下降高度、倾侧角等参数之间的关系,提出在设计高超声速滑翔飞行器制导控制指令时,应综合考虑不同高度速度下的控制能力约束.根据奇异摄动理论将动力学系统的受控状态变量分为快变量和慢变量两部分,运用轨迹线性化方法设计了控制系统.仿真结果表明,设计的控制器具有良好的控制性能,但随着高度的增加,控制指令应结合实际控制能力,以完成对飞行器的姿态控制.     

高超声速飞行器滑翔制导方法综述

阐明高超声速飞行器滑翔制导的基本问题,分析滑翔制导过程面临的复杂多约束、机动任务要求、参数扰动等研究难点;分别就国内外标准轨迹制导方法和预测-校正制导方法相关研究现状展开综述,指出了这两类方法中存在的问题。在此基础上,提出高超声速飞行器滑翔制导研究中亟待解决的关键问题,并指出未来滑翔制导方法的研究热点。     

基于气动-弹道一体化模型的飞行器外形优化设计

为提升飞行器气动外形优化设计效果,研究了新型飞行器在大空域、宽速域范围的气动适应性问题,提出一种基于气动-弹道一体化模型的外形优化设计方法。通过考虑气动和弹道的耦合作用,综合利用类型函数/形状函数转换技术、气动工程估算方法和Radau伪谱法,建立飞行器气动-弹道一体化模型。基于该模型,通过明确优化目标和约束条件,给出基于Kriging的气动外形优化方法,实现在多参数约束条件下的飞行器气动外形高效全局优化。以升力体构型飞行器为例,开展气动外形优化设计,结果表明该方法能较好地描述大空域、宽速域的气动和弹道特征,有效提升飞行器气动外形设计精度和水平,可为新型飞行器总体设计提供技术支撑。     

高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化方法

为进一步提高高超声速飞行器的突防性能,提出高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化方法。考虑飞行器180°×360°方向的雷达散射截面,针对原数据尖峰多、收敛难的难题,运用高斯滤波法对其进行预处理,既不改变原数据趋势又加以平滑,提高优化问题收敛性能。为使计算所用雷达散射截面数据具备较强的保真性,采用三次样条插值方法调用离散数据计算实时雷达散射截面。完成了高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化问题的建模,以探测概率为目标函数,运用hp自适应Radau伪谱法优化求解,采用逐步计算策略进一步提高优化效率和收敛性能。与传统最短飞行时间弹道对比表明,该方法有效降低了飞行器被雷达发现的概率。     

微型飞行器飞行控制问题研究进展

微型飞行器(MAV)是飞行器的一个新兴发展方向,其飞行控制问题是MAV研究中最具挑战性的关键技术问题。对MAV飞行控制系统的结构及其特点进行了归纳和评述,分析了国内外MAV飞行控制系统的研究现状,对其中的一些关键技术问题进行了讨论,包括飞行控制方案、机载传感器、控制算法以及控制器设计方法等内容。     

助推—滑翔式导弹中段弹道方案的初步分析

建立了助推—滑翔式弹道中段的无量纲运动方程。采用非线性规划方法实现弹道优化。首先求解不同初始速度、速度倾角和最大升阻比的最大射程弹道,然后考虑驻点热流、过载约束,求解总气动加热最小和射程最大的最优弹道。基于前者的计算结果分析了初始条件对最大射程弹道的影响。将考虑约束的再入滑翔弹道与弹道式再入的特征参数比较,表明再入滑翔弹道的峰值热流较小,而总气动加热增加,但再入滑翔飞行时间在一般锥形体再入机动飞行器的热防护系统可承受的时间范围内。     

再入快速抵达轨迹优化设计方法

针对再入初始速度大、飞行时间约束苛刻的轨迹设计问题,提出一种基于遗传算法和攻角+倾侧角联合优化的再入快速抵达轨迹优化设计方法。该方法在再入初段利用较大攻角迅速减小弹道倾角和拉平弹道,在再入后段/滑翔段联合设计和优化攻角+倾侧角变化规律以显著降低终端飞行速度,同时满足终端高度、终端航向角、最大动压、最大热流等约束条件。该方法能够提升传统升力体飞行器再入快速到达能力并拓展其应用范围。仿真结果表明,在典型飞行器参数和较大初始再入速度条件下,全程飞行时间小于12 min,终端速度能够小于7Ma,横向机动距离超过800 km。     

动物飞行控制技术在军事中的应用

半机械动物飞行器代表了微型飞行器的未来方向。文中对动物飞行控制技术仅作简要介绍,对半机械动物飞行器在军事领域中的应用价值和应用前景作了重点讨论．综述了近年来动物飞行控制技术的重要研究动态,结合甲虫机器人介绍了本实验室的近期研究成果。最后,基于动物飞行控制技术的研究瓶颈给出了动物飞行控制技术未来的研究方向。     

临近空间飞行器拦截策略与拦截武器能力分析

针对现有典型高动态临近空间飞行器,分析其弹道特性和相关指标。以此为典型对象,通过对现有各型拦截系统的能力分析,重点针对临近空间飞行器研究了此类拦截系统的响应速度、作用空域、弹道形式,并根据此类系统的不足,针对弹道的不同阶段提出了应对临近空间飞行器的各种拦截策略。     

低慢小无人机对军事区域的安全威胁及其应对方法

低慢小无人机具有小型化、红外与雷达暴露征候小、飞行高度低、飞行轨迹不定以及购买使用几乎无门槛等特征,给当前全球军事区域和军事行动安全带来了新的挑战。本文首先分析了世界主要国家对低慢小无人机的界定、国内外管控情况和相关威胁事件;然后,从低慢小无人机的侦察袭击能力、军事区域现有安防措施和低慢小无人机对军事区域进行侦察的相关案例入手,讨论了低慢小无人机对军事区域的侦察袭击的威胁;最后从政策制度、营区部署与隐蔽伪装以及反制措施配置三方面对军事区域防低慢小无人机侦察袭击的手段与措施进行了分析和研究,重点就机动性、经济性、技术难度、可操作性、反应速度、打击效果、能否对抗集群目标以及适用场合等方面对当前各种反无人机的干扰、驱离、毁坏措施进行了对比。