摘要：针对高超声速飞行器再入滑翔段制导问题,提出一种基于粒子群优化-鲸鱼算法的在线制导策略。考虑其约束模型与交班条件,建立了过程约束与终端约束模型。为缩短轨迹生成时间,减少算法计算量,设计了一种能自动满足终端高度、路径角、航程约束的高度-剩余航程飞行剖面。基于阻力系数为常值的前提下,推导了满足航程约束的速度数值解。利用上述模型,设计了一种三参数寻优模型,实现对终端条件的控制。为优化过程约束,提出结合鲸鱼算法和粒子群优化算法的改进鲸鱼算法,克服了粒子群算法易早熟收敛的缺点,提高了求解效率,满足了飞行过程中热流率最小的目标。而后通过将航迹分段的方法,提出一种基于中间点的在线制导方法,对纵向剖面进行在线更新,从而满足终端约束。仿真结果表明,所提方法能高效率的求解最优飞行轨迹。

摘要：针对临近空间高超声速快时变机动目标的轨迹跟踪与弹道预报问题,首先以现有的针对慢时变机动目标的运动模型为基础,引入描述快时变机动特点的状态量,建立一种机动目标跟踪非线性模型,并证明基于该模型的非线性跟踪滤波系统的可观性。其次,针对该系统提出一种连续-离散测量插值混合型快收敛推广卡尔曼滤波器,还提出一种基于聚类分析的目标机动模式识别方法,并基于目标机动模式识别设计了预报器。仿真结果表明,对于做快时变机动的临近空间高超声速飞行器,采用所提出的机动模型,可以获得良好的跟踪和预报结果。

摘要：针对高超声速飞行器的角度与角速度子系统间的耦合控制问题,提出了一种基于耦合特性评价的有限时间模糊控制方案。首先,针对高超声速飞行器的动力学模型,并且考虑到与工程实际相结合,将舵系统引入到动力学模型中,建立了相对完善的动力学模型,通过引入期望指令,建立了面向控制的动力学误差模型。其次,在控制律设计上采用终端滑模设计了有限时间控制器,同时在耦合评价的基础上,为了解决系统对耦合的适应性以及耦合的抖振问题采用了模糊控制方法,并借助于干扰观测器解决外部干扰问题。采用李雅普诺夫稳定性理论证明了所设计的控制律是有限时间稳定性的。在数字仿真过程中,充分考虑了舵系统特性、气动拉偏、控制输入抖动等因素,仿真结果表明该方法是有效的。

摘要：结合试验设计方法、替代模型技术和遗传算法构建一套改进的优化方法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计.在构建优化方法时,针对替代模型采用渐近全局策略提高精度;针对遗传算法,采用实数编码、多目标定级排序和改进小生境技术.在后体/尾喷管的一体化设计应用中,结合高精度的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)求解,以两个设计点的推力和升力为目标,以力矩为约束,得到优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果在综合性能方面有很大提升.该优化方法可进一步推广应用于更复杂的优化设计当中.

摘要：采用正交试验设计方法生成初始数据库,建立二次多项式响应面近似模型,以最大巡航距离为设计目标,机体/推进一体化外形参数和巡航弹道参数为设计变量,对高超声速飞行器进行了多约束多学科的并行子空间优化设计.优化设计获得了多学科融合条件下的最优化外形和弹道参数,可作为飞行器进一步详细设计的参考方案.

摘要：针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明:升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面(RCS)均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。

摘要：针对强不确定、多约束条件下高超声速飞行器的控制性能问题,提出一种新型、同时保证高超声速飞行器瞬态响应和稳态性能的鲁棒预设性能控制器设计方法。首先,设计一种新型、时变、对数型障碍Lyapunov函数,结合动态面法,在保证高超声速飞行器高度和速度子系统稳态跟踪误差精度的同时,还能确保其收敛速度、超调量等瞬态响应性能;与传统的预设性能方法相比,该方法无需误差转化,降低了设计的复杂度。然后,针对模型和外部扰动不确定问题,设计了自适应、非线性干扰观测器对不确定的上界进行估计并引入控制律。此外,还引入辅助误差子系统,降低高超声速飞行器执行机构饱和对闭环系统的影响。最后,通过Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统所有状态均有界。仿真结果验校了本文控制器设计的有效性。

摘要：为研究高超声速飞行器后体喷管三维构型的设计,以NASA半壁喷管试验为参考,进行了二维及三维内外流相互作用的数值模拟计算,分析了后体喷管三维流场的特点.从高超声速飞行器机身推进一体化的角度,构建了后体喷管三维构型,进行了不同构型设计对后体喷管性能影响的参数研究.结果表明:后体喷管的三维效应不可忽视,后体喷管侧壁的存在及下壁面长度对性能影响较大.

摘要：总体设计是吸气式高超声速巡航飞行器的关键技术之一。为提高高超声速飞行器的设计水平,获得一个总体性能较优的布局构型,对乘波布局的高超声速飞行器进行了总体优化设计研究。采用多目标遗传算法,以飞行器外形参数作为设计变量,考虑了巡航状态下的气动力、热、雷达散射截面、机体/推进一体化、机身容积、配平特性、静稳定性和机动性等指标。优化设计得到了Pareto最优前沿面,获得了很多总体性能优于基本构型的最优个体。根据设计指标,给出了一个推荐方案作为进一步研究的参考构型,并对它的气动特性进行了风洞实验验证,证明了本文优化设计方法的可行性。

摘要：针对高超声速飞行器高速俯冲飞行段制导控制系统设计问题,建立了俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型,提出了一种新颖的六自由度(6DoF)制导控制系统设计方法。基于目标-飞行器三维空间相对运动模型和坐标系转移关系建立了三维全耦合俯冲相对运动模型,推导得到了飞行器加速度在弹道坐标系三轴的分量与飞行器三通道角速率间的解析模型,进而结合飞行器绕质心动力学模型建立了以气动舵偏角为控制输入的俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型。该制导控制一体化低阶设计模型降低了俯冲飞行段制导控制系统的模型阶数,减少了六自由度制导控制系统的设计参数,省略了传统设计方法中根据期望过载反求气动欧拉角的过程;同时利用解析模型替代了传统方法中姿态控制环路的跟踪控制过程,简化了制导控制系统的设计流程,为制导控制一体化设计提供了一种新的分析思路。数值仿真结果验证了本文提出的制导控制一体化设计方法的有效性和鲁棒性。