检索结果-内蒙古大学图书馆

弹箭与制导学报 2012年第6期32卷 33-36页

作者：刘君陈克俊谢愈汤国建国防科学技术大学航天与材料工程学院长沙410073

研究助推滑翔飞行器发射诸元计算方法。助推滑翔飞行器的发射诸元计算方程组为欠定方程组,文中基于发射诸元对飞行轨迹的影响分析,提出了助推滑翔飞行器诸元计算策略,将欠定方程组分解为多个恰定方程组,然后运用牛顿迭代模拟打靶法设计... 详细信息

研究助推滑翔飞行器发射诸元计算方法。助推滑翔飞行器的发射诸元计算方程组为欠定方程组,文中基于发射诸元对飞行轨迹的影响分析,提出了助推滑翔飞行器诸元计算策略,将欠定方程组分解为多个恰定方程组,然后运用牛顿迭代模拟打靶法设计了助推滑翔飞行器发射诸元计算算法。最后,实际算例表明文中设计的助推滑翔飞行器发射诸元牛顿迭代模拟打靶算法是可行的。

关键词：助推滑翔飞行器发射诸元计算策略牛顿迭代模拟打靶法

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助推滑翔飞行器预警探测滤波方法与误差链研究

助推滑翔飞行器预警探测滤波方法与误差链研究

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作者：吴楠国防科学技术大学

学位级别：博士

助推-滑翔飞行器(BGV)射程远、飞行高度低、速度快、机动能力强,传统导弹防御系统无法对其进行准确的弹道估计和落点预报,给预警探测和威胁评估带来巨大困难。本文立足导弹防御系统现有探测设备,从BGV飞行动力学的角度,对BGV预警中的助... 详细信息

助推-滑翔飞行器(BGV)射程远、飞行高度低、速度快、机动能力强,传统导弹防御系统无法对其进行准确的弹道估计和落点预报,给预警探测和威胁评估带来巨大困难。本文立足导弹防御系统现有探测设备,从BGV飞行动力学的角度,对BGV预警中的助推段弹道估计与拟合、滑翔段弹道估计与预报以及估计误差链的构建方法进行研究,具体内容包括:提出了一种用于BGV机动弹道估计理论分析的估计均方误差下界和最优过程噪声方差矩阵的计算方法。通过对机动目标跟踪问题的研究,得出机动目标状态估计的有偏性,传统的误差下界计算方法不适于机动目标跟踪算法的评估;基于最小均方误差准则构建了机动目标状态估计的均方误差下界递推算法:通过分析未知输入、估计偏差与过程噪声间的定量关系,推导了有偏估计条件下最优增益矩阵一般形式,分别在EKF和UKF框架下实现了机动目标状态估计的均方误差下界递推计算方法,以及最优过程噪声方差矩阵的变化规律。该方法为后续BGV弹道估计算法的参数设计和性能评估提供理论依据和分析手段。基于双星观测,研究了BGV助推段弹道估计与预警信息生成方法。在进行BGV助推段弹道实时估计时,无先验信息条件下的过程噪声方差自适应是算法设计的难点,本文依据未知输入与状态估计偏差和最优过程噪声方差间的定量关系,由实时未知输入估计值构造过程噪声方差矩阵的表达式,形成了一种解决无先验信息条件下的过程噪声方差构造方案。为进一步提高BGV助推段弹道估计精度,提出一种基于样条拟合和双向滤波相结合的弹道改进策略,不仅使拟合弹道更为平滑,且显著提高了样条拟合的端点估计精度。BGV的特殊弹道特性导致传统二体模型不再适于BGV的落点预报,为此本文通过将BGV的弹道参数与最小能量弹道参数对比,对BGV的特殊弹道进行识别,同时基于BGV所具有的能量,生成具有一定精度的射程、落点、剩余飞行时间等预警信息,进行第一次BGV威胁评估。基于雷达观测,研究了BGV滑翔段的弹道估计与预报方法。依据BGV滑翔段的动力学特性,对传统机动再入飞行器状态方程进行改进,形成BGV滑翔段状态预测模型,基于该模型提出了一种基于增加期望模式的变结构交互多模型自适应滤波算法,以解决滑翔段弹道估计算法中估计精度和运算速度的兼顾问题。针对BGV滑翔段弹道与弹道导弹自由段弹道不同的特性,基于BGV滑翔段运动参数和气动力参数估计结果,利用平衡滑翔假设,生成BGV滑翔段剩余飞行时间、飞行高度、射程和可达区等BGV预警信息,进行第二次BGV威胁评估;基于BGV滑翔段状态预测模型,采用无迹变换方法对BGV滑翔段的弹道预报和误差传播特性进行了分析,获得了BGV滑翔段的弹道预报误差演化规律。BGV弹道估计误差链的构建与分析。提出了BGV全段弹道估计误差链的概念和构建流程,构建了防御系统拦截BGV攻防仿真与评估系统,基于仿真系统提出了误差链的两种计算方法。通过对不同传感器部署条件下的BGV弹道估计误差链进行仿真计算和分析,验证了误差链通用构建方法的有效性,误差链结果的正确性,以及均方误差下界结果的最优性。误差链的计算,为防御系统针拦截BGV中的态势感知程度评估、传感器协同优化部署等提供了一种重要的分析研究手段。

关键词：目标跟踪弹道估计均方误差下界交互多模型助推滑翔飞行器

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助推滑翔飞行器多约束制导控制一体化设计方法

助推滑翔飞行器多约束制导控制一体化设计方法

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作者：张登辉哈尔滨工业大学

学位级别：博士

以HTV-2为代表的高超声速助推滑翔飞行器具有飞行速度快、机动能力强以及突防概率高等特点,得到了世界各国的广泛关注。其助推段和俯冲段制导控制设计面临巨大挑战。在助推段,发动机推力同时直接影响质心和绕质心运动,导致质心和绕质心... 详细信息

以HTV-2为代表的高超声速助推滑翔飞行器具有飞行速度快、机动能力强以及突防概率高等特点,得到了世界各国的广泛关注。其助推段和俯冲段制导控制设计面临巨大挑战。在助推段,发动机推力同时直接影响质心和绕质心运动,导致质心和绕质心之间的耦合作用更突出;为了实现对多余能量的有效耗散,在助推段末级需要进行大范围侧向机动,俯仰和偏航通道之间也存在较强的耦合作用。在俯冲段,弹目相对运动信息变化很快,制导系统时间常数变小,制导和控制系统之间的耦合作用将会更显著;为了保证弹体结构安全、有效载荷正常工作、弹体姿态稳定,攻角、侧滑角以及弹体姿态角速度需要满足一定的约束条件。此外,在捷联导引和侧窗探测两种工作模式下,视线与弹体姿态之间也需要满足某种约束,来保证目标在寻的过程中始终处于导引头视场范围内。论文针对前述问题进行深入研究,提出适用于此类特殊研究对象的制导控制一体化设计方法,为其对象特性导致的相关问题提供合理、有效的解决方案。论文主要开展以下研究工作:在助推段,飞行器进行快速转弯和大范围侧向机动时,摆动喷管摆角幅值可能出现饱和。此外,飞行空域跨度较大、发动机质量流量和比冲会偏离标称值,存在大气和弹体结构参数等不确定性。针对前述,研究一种基于有限时间扩张状态观测器(Finite-time Extended State Observes,FTESO)的抗饱和制导控制一体化设计方法。首先,结合沿轨迹线性化方法对设计模型中的非仿射项进行仿射化处理,得到具有严格反馈形式的制导控制一体化设计模型。其次,将线性化过程中忽略的高阶项和不确定性视为系统扰动,采用FTESO对扰动项实时估计并在后续算法中补偿的策略,实现主动抗扰,并设计参数自适应律来消除观测器估计误差对系统性能的影响,提高系统鲁棒性。再次,结合姿态角动态,设计三阶FTESO,有效解决稀薄大气飞行过程中角速度信息丢失导致的角速度回路不确定性估计失效问题。然后,结合双曲正切函数特性,构造抗饱和辅助系统,通过反馈有界补偿量动态调整角速度回路跟踪误差,达到快速退饱和,同时实现对期望参考轨迹的良好跟踪。在俯冲段,弹目相对运动信息变化很快,飞行器具有快时变特性,为了保证视线角速率在较短时间内快速收敛到零,且满足控制指令快速变化需求,执行机构可能出现饱和。针对考虑状态约束的前述问题,研究一种多约束自适应有限时间制导控制一体化设计方法。首先,开展考虑终端落角约束和视线角速度不可测的制导控制一体化设计,利用FTESO对视线角速度以及系统不确定性进行观测,解决算法工程实现性问题,并提高系统鲁棒性;结合积分形式的非奇异终端滑模,设计基于FTESO的有限时间制导控制一体化设计方法。在此基础上,进一步综合考虑全状态约束和输入饱和对制导控制系统性能的影响,采用改进分段饱和函数和障碍Lyapunov函数(Barrier Lyapunov Function,BLF)分别限制标称虚拟指令和动态跟踪误差的策略,使系统状态满足约束限制;构造抗饱和辅助系统来分析和补偿潜在的饱和对系统性能造成的不利影响,能够协调好各级子系统之间的控制需求,避免过度控制。针对俯冲段考虑导引头视场约束的制导控制设计问题,分别针对捷联导引和侧窗探测两种工作模式,研究基于积分BLF的捷联导引制导控制一体化设计方法和基于非对称时变BLF的有限时间制导控制一体化设计方法。引入体视线坐标系下的弹目相对运动模型,来精确描述考虑导引头视场约束的制导问题,同时能够有效规避捷联导引模式下,惯性视线角速度信息无法测量导致的工程实现性问题;结合该相对运动模型特性以及姿态角速度动态,将考虑视场约束的制导控制一体化设计问题转化为低阶非线性系统的输出受限问题。一方面,构造自适应控制律对不确定性上界平方项进行估计,提高闭环系统鲁棒性;利用积分BLF处理对称约束的优势,解决捷联导引模式下的对称视场约束问题,能够充分利用制导子系统和绕质心动态之间的耦合作用,有效简化一体化设计流程与参数整定工作。另一方面,研究侧窗探测模式下的非对称视场约束问题,设计期望的体视线角参考轨迹来同时满足视场约束限制和终端精度要求,结合有限时间控制方法和非对称时变BLF,设计考虑侧窗探测模式下的制导控制一体化设计方法,实现对参考轨迹的良好跟踪。

关键词：助推滑翔飞行器制导控制一体化设计状态约束抗饱和控制扩张状态观测器

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助推滑翔飞行器远程拦截发射方位角设计

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战术导弹技术 2016年第5期 33-38,44页

作者：黄春华刘凌宇梁彦刚国防科学技术大学航天科学与工程学院长沙410073 北京宇航系统工程研究所北京100076

针对高超声速助推滑翔飞行器远程拦截问题,结合球面三角形,提出在临近空间远程拦截目标飞行器时拦截发射诸元的求解思路。选取经典飞行器控制程序角模型,以时间与射程为控制目标合理设计了拦截器助推段弹道,并提出用平衡滑翔假设解析方... 详细信息

针对高超声速助推滑翔飞行器远程拦截问题,结合球面三角形,提出在临近空间远程拦截目标飞行器时拦截发射诸元的求解思路。选取经典飞行器控制程序角模型,以时间与射程为控制目标合理设计了拦截器助推段弹道,并提出用平衡滑翔假设解析方程快速预报射程从而求解飞行器的拦截发射方位角的方法。仿真结果表明,所提出的拦截发射诸元设计方法可以成功将拦截器送到目标飞行器周围。

关键词：助推滑翔飞行器远程拦截发射诸元

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助推滑翔飞行器发射诸元快速解算

助推滑翔飞行器发射诸元快速解算

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作者：徐家琦哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

高超声速飞行器在世界各航天大国的研究中已经占据越来越高的地位。本文以助推滑翔高超声速飞行器为研究对象,对气动参数估算、多约束条件下的轨迹规划、多工况下的发射诸元解算等问题进行了深入研究。首先,建立飞行器各段的动力学模型... 详细信息

高超声速飞行器在世界各航天大国的研究中已经占据越来越高的地位。本文以助推滑翔高超声速飞行器为研究对象,对气动参数估算、多约束条件下的轨迹规划、多工况下的发射诸元解算等问题进行了深入研究。首先,建立飞行器各段的动力学模型、约束模型等。采用分段建模,给出各段的运动模型以及衔接点处状态量的变换关系。对过程中受到的各种约束条件进行建模并绘制飞行走廊观察各约束对飞行器的影响,为后续进行全程轨迹规划以及神经网络计算奠定数学基础。其次,考虑飞行器所受的气动力,特别是进入无动力段后的滑翔体所受的气动力,它会直接影响飞行器运动特性、机动能力以及打击范围。本文针对典型滑翔体进行精细的气动参数计算,给出气动参数的拟合函数,为后续研究提供基础。然后,对全程轨迹进行分段规划:通过迭代求解发射诸元的方法规划助推段、下压拉起段以及俯冲攻击段的轨迹;滑翔段通过迭代待飞航程求解阻力加速度剖面的方法实现考虑多个禁飞区约束的轨迹规划。进行了仿真验证并为后续神经网络训练提供样本。最后,应用神经网络训练技术,训练前馈飞行器发射诸元解算神经网络。将不同工况下的轨迹诸元数据作为样本训练该网络,基于该神经网络实现多场景条件下发射诸元快速解算,并与传统规划方法进行对比仿真,验证该方法的可行性与正确性。

关键词：助推滑翔飞行器气动计算轨迹规划诸元解算神经网络

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助推滑翔飞行器全段轨迹优化方法

助推滑翔飞行器全段轨迹优化方法

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作者：左坤哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

助推滑翔飞行器因其具有射程远、飞行速度快以及杀伤威力大的特点,已成为各个国家竞相研究的对象。其弹道优化问题在助推滑翔飞行器的研究中占有重要的地位。助推滑翔飞行器的弹道包括带有助推器的助推段和无动力飞行段。为研究分段优... 详细信息

助推滑翔飞行器因其具有射程远、飞行速度快以及杀伤威力大的特点,已成为各个国家竞相研究的对象。其弹道优化问题在助推滑翔飞行器的研究中占有重要的地位。助推滑翔飞行器的弹道包括带有助推器的助推段和无动力飞行段。为研究分段优化和全段优化的区别,本文在满足一定的动压过载的约束下,对飞行器助推段、无动力飞行段以及全段轨迹分别进行优化。同时为对比多目标优化与单目标优化算法在处理轨迹优化问题上的优劣势,本文分别利用多目标优化算法和凸优化算法对助推滑翔飞行器的轨迹进行优化,并进行比较分析,本文的主要研究工作如下: 首先,明确优化仿真对象。在给定假设条件下,建立助推滑翔飞行器助推段、无动力飞行段以及全弹道的质心动力学和运动学方程。建立坐标系,明确各个坐标系之间的转换关系。对助推滑翔飞行器进行受力分析,给出飞行器的动力学与运动学方程。同时,给出飞行器的空气动力学模型,为后续研究奠定基础。其次,利用改进的多目标优化算法,对助推滑翔飞行器的助推段、无动力飞行段和全段进行轨迹优化设计。先将飞行器轨迹优化问题转化为最优控制问题,给出优化目标、飞行过程中受到的动压过载约束以及状态约束等约束条件。然后根据各个飞行段的飞行特点,设计控制变量的形式。为合理处理约束条件,本文将约束融入到轨迹求解的过程中,将不符合约束的个体提前筛选分类,从而节省轨迹优化的时间。同时,将飞行器助推段、无动力飞行段优化结果与全段优化结果进行分析比较。然后,利用凸优化算法对助推滑翔飞行器的轨迹进行优化。以多目标优化的结果作为初值,对飞行器的轨迹进行二次优化。由于凸优化算法仅能处理凸问题,因此对于非线性、强耦合的飞行器动力学方程和约束,需要对其进行凸化。本文采用序列凸化的思想,对非凸方程进行凸化。为减少因凸化造成的误差,本文提出了一种缩小信赖域的二次补偿方法,仿真结果表明该方法能够很好地提高优化精度。最后,针对助推滑翔飞行器轨迹优化问题,比较不同的优化算法对同一轨迹优化问题的优劣性。讨论NSGA-Ⅱ与其他多目标优化算法的差异,本文选择MOEA/D多目标算法与其进行对比分析。从原理和解集质量上分析两种算法在解决飞行器轨迹优化中的优劣性,并给出结论。同时对比多目标优化算法和凸优化算法得到的结果,利用罚函数的方法将多目标优化问题转化为单目标优化问题,分析两种方法得到的弹道曲线,并给出结论。

关键词：助推滑翔飞行器轨迹优化 NSGA-Ⅱ 凸优化 MOEA/D

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助推滑翔飞行器主动段风载减小策略与制导方法研究

助推滑翔飞行器主动段风载减小策略与制导方法研究

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作者：卢凯鹏国防科学技术大学

学位级别：硕士

本文以助推滑翔飞行器为研究对象,为减小低空风场对弹道特性的影响,并满足高精度打击的作战要求,深入研究其主动段基于风场干扰程度系数的风载减小策略以及基于样条曲线的制导方法。提出了基于风场干扰程度系数的风载减小策略。根据标... 详细信息

本文以助推滑翔飞行器为研究对象,为减小低空风场对弹道特性的影响,并满足高精度打击的作战要求,深入研究其主动段基于风场干扰程度系数的风载减小策略以及基于样条曲线的制导方法。提出了基于风场干扰程度系数的风载减小策略。根据标准弹道的设计方法,在给定的终端约束条件下,基于牛顿迭代法给出了标准程序角模型,并为了修正弹道偏差引入PD反馈控制生成了满足终端多约束条件的跟踪制导指令;考虑风场干扰因素,研究了风场干扰对弹道特性的影响以及风场干扰的传播机理;通过引入风场干扰程度系数K的概念,结合主动减载策略和被动减载策略,提出了一种实时风载减小策略。通过仿真分析可知,应用风载减小策略能够对风场干扰下的弹道进行有效修正,达到近50%的减载效果。研究了基于样条曲线的主动段制导方法。通过对助推滑翔飞行器主动段动力学模型的简化,根据主动段三级助推不同的飞行环境,分阶段对主动段的制导方法进行了研究:忽略气动力的影响,基于地心距样条曲线,结合能量管理的方法得到了一种满足主动段终端多约束条件的第三级样条曲线制导方法,并通过仿真分析验证了制导方法的可行性和强适应性;将第三级基于样条曲线的能量管理制导方法拓展到主动段第二级,通过二分法的数学计算理论得到了考虑复杂气动力的制导指令,仿真得到的弹道曲线说明了制导指令是有效的;将第一级程序制导指令以及二、三级基于样条曲线的制导指令相结合,通过主动段的弹道仿真和打靶拉偏仿真,验证了制导方法的可行性和鲁棒性。研究了基于高斯伪谱法的最优弹道跟踪制导方法。基于高斯伪谱法的基本原理,以主动段第二级的终端速度为优化目标,得到了主动段第二级最大终端速度的最优制导指令,并将其带入原动力学方程进行弹道仿真验证了最优制导指令的有效性;结合风载减小策略对前两级的最优制导指令进行修正,运用第三级基于样条曲线的制导方法,对主动段弹道进行了仿真计算,实现了对终端速度参数的有效控制;对本文研究的制导方法进行对比,分析了不同制导方法的特点:基于样条曲线的主动段制导方法具有不依赖标准弹道、对过程偏差具有强适应性的显著特点,跟踪最优弹道的制导方法则能对速度参数进行更好的控制。本文基于助推滑翔飞行器低弹道飞行的环境特点以及制导任务要求,研究了风载减小策略和主动段制导方法。研究表明,本文的研究成果对风场干扰条件下的飞行品质以及制导任务的完成情况均具有重要意义。

关键词：助推滑翔飞行器主动段风载减小样条曲线能量管理跟踪制导高斯伪谱法弹道优化

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助推滑翔飞行器全程参数在线辨识方法研究

助推滑翔飞行器全程参数在线辨识方法研究

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作者：马润东国防科技大学

学位级别：硕士

在新时期攻防对抗体系下,助推滑翔飞行器因为其突出的打击效果成为武器拦截系统的重点关注对象。为增加飞行器突防概率提高其作战性能,一种全程在大气层内飞行、可借助地球曲率进行掩护的低弹道模式逐渐成为助推滑翔飞行器的首选弹道模... 详细信息

在新时期攻防对抗体系下,助推滑翔飞行器因为其突出的打击效果成为武器拦截系统的重点关注对象。为增加飞行器突防概率提高其作战性能,一种全程在大气层内飞行、可借助地球曲率进行掩护的低弹道模式逐渐成为助推滑翔飞行器的首选弹道模式。但是由于飞行器全程在大气层内飞行,发动机参数和气动参数的天地差异性,以及外部的大气参数偏差,均会对飞行状态产生影响,累积产生的飞行轨迹偏差将对制导控制系统造成较大的负担并严重影响打击精度。因此为解决助推滑翔飞行器全程面临的参数偏差问题,本文对发动机参数、大气参数以及气动参数的在线辨识进行系统研究。在对助推滑翔飞行器进行参数的在线辨识时,需要结合具体的对象和飞行任务进行分析。本文以全程在大气层内飞行的助推滑翔飞行器为研究对象,建立了助推滑翔飞行器的全程弹道,并对末制导和控制系统进行设计,初步完成了气动外形选取、气动参数计算、飞行弹道设计、末制导与控制器参数的选取,为后续的参数在线辨识工作提供基础。针对固体火箭发动机存在的天地差异性问题,提出了一种固体火箭发动机参数在线辨识与预示方法,对可能造成发动机性能天地差异性的影响因素,如喷管喉部烧蚀和推进剂燃速等进行建模,并基于辨识结果对发动机性能进行预示。大气环境参数与气动参数的偏差是导致气动力偏差的重要因素。为降低大气数据系统的解算误差,研究了传感器测量误差对嵌入式大气数据系统解算结果的影响。基于嵌入式大气数据系统的解算信息和第二章建立起的控制器对气动参数进行辨识,对比了不同辨识方法的精度和效率,并对激励信号的安全性进行了分析。基于试验火箭的飞行试验数据,选取扩展卡尔曼滤波和无迹卡尔曼滤波作为试验火箭气动力参数的辨识方法对其气动力进行辨识。对飞行试验数据和在线辨识结果进行分析,总结和归纳了试验火箭在线辨识的使用条件为后续的实际应用提供参考。本文的工作能够为助推滑翔飞行器飞行全程面临的参数辨识问题提供解决思路,可为在线任务规划、非程序制导控制等领域的研究提供参考。

关键词：助推滑翔飞行器参数在线辨识参数预示大气数据系统天地差异性

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助推滑翔飞行器轨迹规划与轨迹跟踪制导研究

助推滑翔飞行器轨迹规划与轨迹跟踪制导研究

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作者：闫海冬哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

随着高超声速助推滑翔飞行器在实战中的应用,其必将成为各国研究的热点。本文将以助推滑翔飞行器作为研究对象,对其轨迹规划方法以及跟踪制导方法进行深入研究。为了对助推滑翔飞行器的运动特性进行深入研究,首先建立了动力学模型并对... 详细信息

随着高超声速助推滑翔飞行器在实战中的应用,其必将成为各国研究的热点。本文将以助推滑翔飞行器作为研究对象,对其轨迹规划方法以及跟踪制导方法进行深入研究。为了对助推滑翔飞行器的运动特性进行深入研究,首先建立了动力学模型并对飞行过程中需要满足的各种约束进行数学建模,为后文进行全程轨迹快速规划与利用凸优化进行轨迹优化奠定基础。随后建立了飞行器的高度-速度剖面,分析各种过程约束对飞行走廊的影响,为后续轨迹设计提供依据。其次,选取九个关键变量作为待规划变量,实现全程轨迹的快速规划。在滑翔段规划中,提出一种新的阻力加速度-能量剖面形式,通过仿真验证本文提出的剖面优于传统的阻力加速度-能量剖面。初步完成飞行器的全程轨迹规划,并通过仿真对其快速性进行验证。然后,基于牛顿-康托洛维奇方法,提出一种凸优化算法。为求解高度非线性的轨迹优化问题,引入新的变量作为控制量,将时间作为状态量进行扩维并利用牛顿-康托洛维奇方法将动力学方程线性化,使用高斯插值对动力学方程进离散化处理,之后对过程约束进行凸化处理并引入置信域区间,最后得到凸优化算法。此算法利用轨迹规划的结果作为初值,可以在短时间内得到一条满足动压、过载、热流、禁飞区等复杂约束的基于时间最优的轨迹。随后对此方法结果的正确性进行了验证。最后,提出一种基于滑模控制的轨迹跟踪制导方法。以飞行高度与横程作为跟踪变量,以纵程作为自变量,设计一种轨迹跟踪制导律。通过仿真验证了算法的鲁棒性。与基于线性二次型方法进行轨迹跟踪得到的结果进行对比,验证了该方法的有效性。

关键词：助推滑翔飞行器轨迹规划凸优化标称轨迹跟踪

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高超声速助推滑翔飞行器全程弹道规划方法研究

高超声速助推滑翔飞行器全程弹道规划方法研究

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作者：何睿智国防科技大学

学位级别：博士

高超声速助推滑翔飞行器以其远程快速响应和大范围机动突防能力的优势,已成为近年来航天领域发展的热点和难点。本文以实现复杂多约束条件下的全程弹道规划为目标,基于对各飞行阶段弹道特性与飞行任务的分析,研究机动发射条件下全程弹... 详细信息

高超声速助推滑翔飞行器以其远程快速响应和大范围机动突防能力的优势,已成为近年来航天领域发展的热点和难点。本文以实现复杂多约束条件下的全程弹道规划为目标,基于对各飞行阶段弹道特性与飞行任务的分析,研究机动发射条件下全程弹道快速规划问题、禁飞区及航路点约束下可行弹道规划问题、覆盖能力判别和全程弹道优化问题。开展了复杂约束条件下全程弹道规划问题建模与分析。1)建立了助推滑翔飞行器全程弹道运动模型,分析了不同飞行阶段状态量的定义和转化。2)考虑不同飞行阶段所面临的约束条件,建立了相应的数学描述模型,并重点针对环境及状态不确定条件,研究了不确定条件下的约束条件特性。3)针对全程弹道中三个交班点,研究了交班点状态对全程弹道特性的影响,为后续全程弹道规划奠定了基础。研究了机动发射条件下全程弹道快速规划方法。1)针对机动发射及助推终端滑翔载荷释放需求,设计了助推段低弹道程序角模型,并利用牛顿迭代方法快速计算了相关诸元参数。2)设计了同时满足终端高度和起滑点约束的初始下降段控制量形式,并采用LQR方法验证了偏差条件下规划结果的可实现性。3)提出了滑翔段二次曲线形式的阻力加速度剖面规划策略,实现了滑翔段航程的解析预测,可应对飞行任务中不同航程条件的快速调整。4)基于序列二次规划方法对俯冲段三维弹道规划问题进行求解,有效提高了俯冲段三维调整能力,获得了更高精度俯冲段弹道。5)在全程诸元解算和部分诸元解算两种模式下,验证了全程弹道快速规划方法的有效性和收敛性。针对禁飞区、航路点以及终端地形约束,研究了复杂多约束条件下的可行弹道规划方法。1)考虑禁飞区绕飞能力需求,提出了助推段能量调节策略,并以速度为自变量进行程序角设计,提高了偏差条件下的适应性。2)将初始下降段分为调整段和过渡段,建立了控制量参数化模型,在满足起滑点约束的前提下实现了禁飞区规避和航路点瞄准时刻控制量连续性。3)提出了基于准平衡滑翔和基于三维加速度剖面的滑翔段弹道规划方法,通过纵平面和侧平面的联合调整,实现了禁飞区规避和航路点穿越。4)考虑终端复杂地形规避约束条件,采用分平面设计思路,设计了满足终端三维落角的俯冲段三维弹道。5)给定各交班点条件,验证了复杂多约束条件下全程弹道规划可行性。严格满足禁飞区、航路点以及终端地形约束。针对最优逼近、最小跳跃以及最小能耗等优化指标,研究了覆盖能力判别及全程弹道优化设计方法。1)针对虚拟目标点最优逼近最优控制问题,采用间接优化方法,对定攻角剖面下的最优倾侧角指令进行了求解,实现了当前初始条件下的覆盖区求解。2)采用不定攻角剖面的研究策略,基于三维加速度剖面遍历方法,同时对纵向和侧向剖面进行设计,获得了攻角和倾侧角同时调节下的覆盖区域。3)采用RPM优化方法,同时对状态量和控制量进行离散化,提出了高超声速助推滑翔飞行器分段优化策略。4)以最小跳跃和最小能耗为优化指标,考虑全程飞行过程中的交班点条件,对全程最优弹道进行了求解。为助推滑翔飞行器能力表征以及飞行任务的制定奠定基础。论文拓展了高超声速助推滑翔飞行器全程弹道规划与突防问题的研究范畴,其研究成果对未来高超声速运输系统和远程战略打击武器的发展具有重要借鉴意义。

关键词：助推滑翔飞行器弹道规划机动发射准平衡滑翔预测-校正最优控制

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