高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化及閉環(huán)最優(yōu)制導(dǎo)技術(shù)研究.pdf

1、本文主要研究了吸氣式高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化及閉環(huán)最優(yōu)制導(dǎo)技術(shù),主要研究?jī)?nèi)容包括:
　　 1.研究了真正意義下的三維空間下的飛行器軌上升段跡優(yōu)化問題,和傳統(tǒng)的二維縱向剖面下的軌跡優(yōu)化問題在求解的難度上有著本質(zhì)的區(qū)別。由于增加了飛行器的橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)因素,不僅增加了系統(tǒng)狀態(tài)變量和協(xié)態(tài)變量的個(gè)數(shù),增加了數(shù)值求解的復(fù)雜度,更主要的是引入了飛行器縱向運(yùn)動(dòng)與橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的耦合因素,增加了軌跡優(yōu)化問題的敏感性。
　　 2.建立吸氣式高

2、超聲速飛行器非線性軌跡動(dòng)力學(xué)微分方程,軌跡優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)模型,將飛行器的質(zhì)量作為系統(tǒng)的狀態(tài)引入到軌跡優(yōu)化問題的研究中,采用零側(cè)滑角飛行模式的條件下對(duì)上升最優(yōu)控制問題進(jìn)行了推導(dǎo),建立了相對(duì)應(yīng)的最優(yōu)控制問題中的伴隨向量微分方程;建立、分析最優(yōu)控制條件以及典型飛行任務(wù)所需的終端橫截條件、通過消除拉格朗日乘子以獲得所需數(shù)目的輔助橫截條件,并形成微分方程兩點(diǎn)邊值問題。
　　 3.研究了適用于吸氣式高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化兩點(diǎn)邊值問題離

3、散化的數(shù)值方法;以及提高數(shù)值算法的可靠性和收斂性的方法,包括對(duì)于初始猜測(cè)軌跡的獲取和搜索步長(zhǎng)的控制。在完成軌跡優(yōu)化的基礎(chǔ)上對(duì)于閉環(huán)最優(yōu)制導(dǎo)進(jìn)行了初步的研究以及仿真。
　　 本文研究的基于間接法的高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化算法完全能夠滿足高超聲速飛行器實(shí)時(shí)在線軌跡優(yōu)化及閉環(huán)制導(dǎo)的要求?？朔酥苯臃ㄓ捎谄涫諗克俣染徛裏o法滿足閉環(huán)制導(dǎo)要求的問題。本算法具有快速軌跡生成能力。研究的是三維情況下研究軌跡優(yōu)化問題,能更真實(shí)的模擬飛行器的運(yùn)

4、動(dòng)過程,并且只有在此情況下才能研究驗(yàn)證側(cè)風(fēng)擾動(dòng)對(duì)于飛行過程的影響以及算法的穩(wěn)定性。算法所具有的一個(gè)很大的優(yōu)點(diǎn)是一很容易轉(zhuǎn)化成閉環(huán)制導(dǎo)算法,最終能夠?qū)崿F(xiàn)軌跡優(yōu)化軟件平臺(tái)和吸氣式高超聲速飛行器閉環(huán)最優(yōu)制導(dǎo)軟件的最大同一化。為進(jìn)一步開展高超聲速飛行器上升段的閉環(huán)制導(dǎo)問題的研究奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。
　　 本算法在飛行器運(yùn)動(dòng)過程中根據(jù)飛行狀態(tài)在線計(jì)算新的飛行軌跡,因此與在地面反復(fù)修改、測(cè)試來求得最優(yōu)飛行軌跡的方式不同,能夠在非常復(fù)雜的飛行任

5、務(wù)和高度非線性的飛行環(huán)境下,在不具有人為經(jīng)驗(yàn)以及不允許反復(fù)修改、測(cè)試的情況下,在快速收斂的前提下能夠保證得到優(yōu)化并且正確的飛行軌跡和決策。
　　 由于高超聲速飛行器采用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī),它需要從空氣中獲得氧氣,因此其推力的大小和氣流密切相關(guān),而目前氣流等大氣環(huán)境很難精確建模,同時(shí)在飛行過程沖還存在各種近地?cái)_動(dòng)以及環(huán)境不確定性,而本算法采用了閉環(huán)回路的計(jì)算,根據(jù)氣流等外界環(huán)境在線調(diào)整最優(yōu)軌跡,能夠持續(xù)的修正外界擾動(dòng)因素的影響并更新飛行