弹道优化

摘要： 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,通过设计助推段弹道模式制定了设计变量,梳理确定了助推段约束条件,建立了多约束下以入轨速度最大为目标的优化模型。通过分析设计变量与约束条件的耦合关系制定了高效的优化流程,并以牛顿迭代法确定优化初值,且以序列二次规划法开展优化仿真。仿真获得了满足多约束条件下的优化解,入轨速度提高了3.1%,验证了升力式飞行器助推段弹道设计方法的正确性和优化求解流程的有效性。升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计方法具有较强的工程实用性,模型建立方法与优化求解流程可为其他优化问题提供参考。

摘要： 为提升弹道优化效率,缩短作战响应时间,提出了一种基于Q-learning算法的简控弹道优化方法。首先在竖直平面内以3自由度(DOF)只受重力和空气阻力的质点弹丸为研究对象,建立无控弹道方程组作为参考模型并用龙格库塔法求解。在此基础上分别以最远飞行距离和最大落点速度为目标,以加速度指令直接控制输出,建立有控弹道优化模型。在设定初速度与出射角的情况下,在弹丸的外弹道飞行过程利用Q-learning算法输出控制指令,通过强化学习迭代计算实现弹道优化目标。仿真模拟结果证明,在强化学习控制下的导弹射程比无控时明显增加,表明所提出的优化设计方法可有效优化弹道,且效率高。

摘要： 变外形飞行器在飞行过程中可以根据需要灵活改变自身的气动外形以适应飞行条件的变化,与传统的固定外形飞行器相比,具有非常明显的优势。针对一种机翼后掠角和轴向位置可改变的变外形飞行器,提出了基于变精度模型的求解流程,并对其最优弹道和变形规律进行了研究。将攻角、马赫数、后掠角和机翼轴向位置定义为生成训练数据的变量,建立了满足精度条件的变精度Kriging模型来预测飞行器的气动性能。将该模型作为hp自适应伪谱法的气动输入,建立了变形规律优化求解流程,并分别对固定翼飞行器和变外形飞行器以最少燃料消耗为目标进行弹道优化。在满足飞行任务要求的同时,实现了变形参数、攻角和发动机控制参数等控制量的同时优化,结果表明变外形飞行器的爬升、下降效率较高,最优弹道具有明显的优势。同时,所提出的研究流程具有通用性,可以有效降低变外形飞行器的CFD计算成本,提高变外形飞行器弹道优化效率。

摘要： 针对滑翔制导炮弹的气动、弹道设计问题,为有效提高炮弹的滑翔性能,本文研究了一种气动-弹道综合优化方法。该方法采用工程算法进行气动分析,采用自适应配点的Radau伪谱法进行弹道分析,可综合考虑气动外形的静态参数优化和滑翔过程中攻角控制规律的动态优化;利用Kriging模型建立了炮弹外形参数和性能指标(如射程、飞行时间等)之间的映射关系,实现了外形优化和弹道优化的紧密耦合,并利用组合加点准则不断更新模型直至收敛得出最优外形和最优弹道。本文分别以射程最大和飞行时间短/控制能量消耗小为目标函数,对某滑翔制导炮弹的鸭舵、尾翼外形参数进行综合优化。仿真结果表明,相较于基准方案,综合优化方案有着更优异的弹道性能,其中Opt-1方案使射程提高了37.8%,Opt-2方案在攻击固定目标时能有效减少飞行时间并使控制能量消耗降低46%,验证了该气动-弹道综合优化方法的可行性和有效性。

摘要： 针对反高超声速目标拦截弹中末制导交接班窗口小、变化快引起的交接班难题,设计了带终端位置和速度指向约束的拦截弹中制导弹道.首先,考虑交接班时间、动压、热流、过载、控制量以及终端弹道倾角等约束,建立了拦截弹纵向平面中制导弹道优化模型;其次,构建了中制导段的弹目拦截几何,提出了能量受限的侧窗探测拦截弹中末制导交接班窗口概念,并将其作为拦截弹中制导段弹道设计的终端约束条件;然后,基于hp自适应网格细化方法设计了面向中末交接班的优化弹道.仿真结果表明,所构建的中末制导交接班窗口条件完备有效,能较好描述中制导末端约束条件,所设计的优化算法收敛速度快、求解精度高.另外,通过仿真提出了临近空间拦截弹宜采用背风探测的交接班方案.

摘要： 利用高斯伪谱法(GPM)将空地导弹快速打击地面目标的弹道最优控制问题转化为非线性规划(NLP)问题;构建粒子群算法(PSO)对初始弹道进行求解,进而实现对序列二次规划(SQP)算法初值的优选;代入SQP算法中求解非线性规划问题.仿真结果表明,仅用随意选取初值的SQP算法求解弹道优化设计问题,很难求得最优解,利用PSO算法可以很好地解决SQP算法的初值依赖,增加得到最优解的可能性.上述算法流程可有效解决弹道最优控制问题,具有较强的全局寻优和局部精确搜索能力,在工程上易于实现,可为工程设计提供参考.

摘要： 利用高斯伪谱法(GPM)将空地导弹快速打击地面目标的弹道最优控制问题转化为非线性规划(NLP)问题;构建粒子群算法(PSO)对初始弹道进行求解,进而实现对序列二次规划(SQP)算法初值的优选;代入SQP算法中求解非线性规划问题。仿真结果表明,仅用随意选取初值的SQP算法求解弹道优化设计问题,很难求得最优解,利用PSO算法可以很好地解决SQP算法的初值依赖,增加得到最优解的可能性。上述算法流程可有效解决弹道最优控制问题,具有较强的全局寻优和局部精确搜索能力,在工程上易于实现,可为工程设计提供参考。

摘要： 本文结合弹道优化,提出了估算和优化二级半构型运载火箭在不同发射模式和发射弹道下的近地轨道(low Earth orbit,LEO)最大运载能力的简单方法,并以长征七号为例进行了数值计算,分析了使用推进剂交叉输送技术发射时的具体收效和最优弹道特点.数值计算表明:长征七号使用交叉输送技术发射时LEO最大运载能力能够比传统发射模式提高3 t(约20％),同时降低发射过程中的最大轴向加速度近50％.该类型运载火箭采用推进剂交叉输送技术可以大幅提高运载能力.

摘要： 针对可重复使用运载火箭(Reusable Launch Vehicle,RLV)再入段制导周期长和弱鲁棒性问题,提出一种基于hp自适应伪谱法的神经网络制导控制器.首先建立RLV再入段的弹道优化模型,利用hp自适应伪谱法离线进行弹道优化,得到有干扰和标准条件下的多条最优弹道数据,构成RLV再入段状态量x、y、z、vx、vy、vz和控制量α、β的样本库;再用样本库训练BP神经网络,得到神经网络制导控制器;最后对RLV再入段进行仿真验证,结果表明:存在初值偏差和环境干扰的条件下,制导周期小于0.01 s且制导误差较小,该控制器鲁棒性强、有工程应用价值.

摘要： 针对考虑弹性效应的弹道优化问题,提出了一种基于遗传算法的弹性导弹方案弹道优化方法.本文以平均体轴系下弹性飞行器非线性运动方程为基础,采用气动导数法计算非定常气动力,建立了弹性导弹飞行动力学模型.在此基础上,对弹性和刚性导弹分别进行了全弹道仿真,并使用遗传算法对方案弹道的控制规律进行了优化设计.对比仿真结果发现,弹性和刚性导弹轨迹存在一定差距,控制规律经优化后,导弹射程有显著提高.

摘要： 研究在射程给定的条件下,火箭弹最短飞行时间弹道的优化问题.基于火箭弹纵向平面内运动模型,以飞行时间作为性能指标,以射角、滑翔攻角作为优化变量,以射程作为自变量,建立最短飞行时间弹道优化模型,采用序列二次规划法进行求解.数值仿真结果表明,经优化的滑翔弹道平直,其最短飞行时间弹道可作为方案弹道以实现对目标的快速打击,能为炮兵实际作战提供指挥与控制依据.

摘要： 本论文以再入式的巡航导弹为研究背景，研究导弹在滑翔段的弹道优化问题。首先，建立了高超声速巡航导弹的动力学模型，并综合运用高超声速空气动力学和稀薄气体动力学，对导弹的气动力系数进行了估算。其次，选用粒子群优化算法(PSO)对再入式巡航导弹的滑翔弹道进行了优化设计，根据最大射程和最小总气动加热的要求，建立起综合性能指标，仿真结果表明，随着初始速度倾角、初始速度、升阻比的增大，射程增大；PSO算法具有全局收敛性，用于弹道优化具有很好的工程价值。

摘要： 采用直接方法优化防空导弹的拦截弹道,应用一个数学多项式拟合导弹的实际飞行弹道,通过优化曲线上三个离散点达到了优化整条飞行弹道的目的,并构造TBM(战术弹道导弹)的预测拦截点实现了对TBM的拦截.仿真结果表明这种弹道优化设计和预测拦截点的算法是正确和可行的,具有一定的工程应用前景.

摘要： 飞行器轨道优化设计是航天工程中的一项重要的研究课题.本文以一个具体的弹道优化问题为背景,结合航天工程需求,指出了改进增量比算法的必要性,构造了一类预迭代增量比算法及其并行实现.数值试验结果表明,本文提出的算法比增量比算法对迭代初值的选取具有更强的适应性,收敛区域更广;同时,对预迭代增量比算法的并行化改造也是有效的.

摘要： 高超声速巡航飞行器受制于自身燃油结构系数、超燃冲压发动机比冲、升阻比屏障等因素的制约,难以实现远航程飞行.本文根据给定的任务航程,设计了助推—滑翔(巡航)任务剖面,将弹道划分为助推段、自由段、滑翔段和巡航段四段,先由各段近似解析解分别设计各段航程,由此确定助推器参数,然后以最大航程为目标,使用Radau伪谱法进行了弹道优化.优化结果表明,优化后的总航程比设计航程提升约3.7％,证明了本文航程设计方法具有一定的可行性.

摘要： 再入反舰导弹(Reentry Anti-Ship Missile,RASM)是一种打击大型水面舰艇等时间敏感目标的精确制导武器,其初始条件、终端条件、威胁环境等轨迹优化基本条件,随攻防态势不同而各有不同.本文根据再入反舰导弹的飞行条件约束和作战应用需求,研究满足再入走廊和终端约束条件下的弹道路径规划问题,并对RASM的威胁区规避、经过特定路径点以及综合约束条件下的弹道优化等典型应用进行了仿真.

摘要： 本文分析遗传算法与H2/H∞控制在弹道设计上的可行性．首先，设定飞行器动力和气动特性，确定飞行器姿态角需要捷联姿态系统实现估计，并将估计值作为反馈量实现系统闭环．其次，采用H2/H∞控制对含有分段线性化系统未建模和测量噪声的线性系统实现控制，并以飞行器俯仰角指令为优化目标值，采用遗传算法进行优化，获取俯仰角最优指令序列．最后，对仿真结果进行分析，指出飞行器在发射后由于不同扰动影响产生的发射距离不同，并分析不同飞行阶段最显著干扰产生的作用，为飞行器发射性能分析奠定基础．

摘要： 文章回顾了近年来用地基激光器发射近地轨卫星的一些方案设计,计算了光船从30km高空起飞全烧蚀推进的最优轨道,并分析了吸气和烧蚀两种推进模式.

摘要： 本文研究了战术弹道导弹攻击动机目标的相对运动关系.采用线性二次型单位解法进行了弹道优化,并给出了优化后的导引律.

摘要： 本发明公开了一种基于差分遗传算法的火箭弹道参数优化方法，其中该方法包括：S1、随机生成指定规模的种群，种群中的个体的染色体由设计的火箭弹道参数构成；S2、对于当前种群中的染色体，求解弹道微分方程组，计算当前种群的目标函数值；S3、选择变异的基向量，对当前种群进行差分变异，得到变异个体；S4、将变异个体与当前种群采用指数交叉方法得到试验种群；S5、在当前种群和试验种群之间采取一对一生存者选择方法得到新一代种群；S6、种群进化迭代；S7、输出迭代优化过程与最优的弹道参数及弹道。本发明将差分遗传算法应用于火箭弹道参数的迭代优化过程中，不仅简化了优化过程，并且降低了火箭的起飞质量，提高了火箭的运载效率。

摘要： 本发明涉及一种弹道测量信息事后融合处理优化方法，包括以下步骤：a、计算多基站融合差分中各历元双差观测值的权；b、利用弹道数据计算测元标准数据；c、利用实际测元数据计算测元残差数据；d、得到各历元所有测元的残差平方和的平均值以及总体残差平方和；e、计算得到测元的权值。本发明基于测元数据残差高频分量的权值迭代优化，即根据残差的统计特征，对权值进行优化，从而得到最优的融合解。

摘要： 本发明公开了一种带约束的中制导弹道优化方法，所述弹道优化方法用于降低拦截弹中末制导交班速度，该方法包括以下步骤：根据所设定的带约束的中制导优化弹道，建立包括弹道约束和终端约束的拦截弹纵向平面全弹道运动方程，并构建拦截弹弹道优化模型；采用hp自适应伪谱法对弹道进行求解优化。本发明可以降低拦截弹中末制导交班速度，提供良好的末制导飞行状态，提高拦截精度，是一种极具前景的弹道方式。

摘要： 本发明公开了一种基于布鲁斯特约束的弹道优化设计方法，包括以下步骤：S1、开展基于弹道优化的导引律修正方法：a1确定优化用的计算样本点；a2针对样本点弹道仿真与优化；a3基于优化结果建立代理模型；a4方法验算；S2、设计原则及数学方法：b1设计原则及目标；b2主要设计参数；b3数学建模方法；S3、设计算例及分析：c1设计过程主要因素；c2基本模型；c3典型工况分析；c4方案设计及建模；c5模型校验，通过开展满足布鲁斯特角约束的建模与参数优化设计，针对不同的弹道特点分别建立了导引律修正和参数装订的响应面模型，并开展典型工况弹道仿真与验证，达到了能够通过参数的修正或装订实现布鲁斯特角约束要求的效果。

摘要： 本发明公开了一种基于全弹道航程的锥导乘波体优化方法及系统，所述优化方法通过预先生成多个锥导乘波体，获得全部初始种群；根据所述锥导乘波体在全弹道滑翔过程中需要覆盖的飞行工况范围确定需要计算的具体飞行工况；基于确定的需要计算的所述锥导乘波体的具体飞行工况，计算每个飞行工况气动特性作为样本点，结合Kriging代理模型构建全飞行包线气动数据库；基于所述全飞行包线气动数据库求解纵向弹道动力学方程，获得每个锥导乘波体的航程；以航程为优化目标评估每个锥导乘波体的优劣。本发明提出的全弹道优化框架可以显著提高乘波体类高超声速滑翔飞行器的航程。

摘要： 一种基于粒子群算法的四级固体运载火箭弹道优化方法，是一种四级固体商业运载火箭平台的弹道优化控制方法。针对四级固体火箭弹道飞行段，把一级动力飞行段最大飞行攻角、二级动力飞行段俯仰程序角速率、二级耗尽后火箭滑行飞行时间、三级动力飞行段俯仰程序角速率、四级滑行飞行段俯仰程序角速率、四级动力飞行段俯仰程序角速率、四级滑行段飞行时间作为需要优化的弹道设计变量，按照粒子群优化算法对七个变量进行全局寻优，寻求性能指标最小即能满足四级固体火箭入轨条件的全局最优参数。在选定上述七个变量的初值和变化范围后，应用粒子群优化算法对七个变量进行全局寻优，寻求性能指标最小即能满足四级固体火箭入轨条件的全局最优参数。

摘要： 本发明公开了一种考虑高度表使用约束的俯冲弹道优化方法，主要包括高度剖面设计模块、高度剖面计算模块、弹道优化计算模块。其中：高度剖面设计模块与高度剖面计算模块相连，用于构建关于高度‑剩余航程的函数关系，提取关键设计变量。高度剖面计算模块与弹道优化计算模块相连，用于根据给定的初始条件、终端条件以及设计参数计算多项式系数，并实时生成法向控制加速度。与现有弹道优化方法相比，本发明能够更多的考虑了导弹高度方向上的速度、加速度以及更高阶导数约束，在满足落点(角)约束的同时更好的应用低成本高度表的测量信息，同时提出一种改进群行为优化算法求解多约束最优俯冲弹道。

摘要： 本申请提供了一种基于最优初值装订的超低空弹道优化方法及装置、介质，所述方法包括：确定环境最优拦截角；构造响应面模型，求解最优初始角；进行样本点计算完成弹道优化。初值装订法适用于导弹的初制导段，可以通过发射倾角的参数装订实现弹道和擦地角修正。在应用发射角装订优化法实现超低空优化弹道时，不改变制导控制系统本身，不需要增加弹上导引系统测量目标的信息，只需要在发射前对导弹发射角进行装订，工程实现简单，同时也不会降低导弹的抗干扰性能。本申请为提升防空导弹超低空拦截能力提供新的技术途径。

摘要： 本公开的一种基于粒子群算法的火箭助推段弹道优化方法，根据所述火箭助推段的运动参数建立所述火箭助推段弹道三自由度运动模型；根据所述火箭助推段三自由度运动模型构建所述火箭助推段飞行程序角模型；基于所述火箭助推段飞行程序角模型建立所述火箭助推段弹道优化模型；基于粒子群算法和所述火箭预设初值计算得到所述火箭助推段弹道优化模型的最优解。能有效解决固体运载火箭弹道优化设计问题，末助推级液体推进剂消耗减少11.1％，收敛速度快，配置参数少，易于工程实现等优点。

摘要： 本发明提供一种固体火箭发动机内弹道优化方法、装置和计算机设备，所述方法包括：根据发动机的历史试验数据，获取实际内弹道曲线中的异常信息；根据所述异常信息的发生时间和预设模拟软件，获取所述发生时间对应的第一药柱燃面曲线；根据所述第一药柱燃面曲线对发动机的绝热层进行优化，得到所述发生时间对应的第二药柱燃面曲线；根据所述第一药柱燃面曲线和所述第二药柱燃面曲线，得到内弹道优化后的实际拟合内弹道曲线；本发明解决了现有技术中固体火箭发动机内弹道优化方法出现优化周期长、经济损失大的问题，可以迅速、有效、代价较小的完成发动机内弹道的优化设计。