临近空间高超声速无动力滑翔飞行器最优轨迹设计与制导研究
高超声速滑翔式飞行器目标覆盖范围的计算方法
öø÷cosθ
íïï̇σ=mFvYscionsνθ+vcosθsrinσtanϕ
ïïï̇ϕ=vcosrθcosσ
ïïï̇λ=vcrocsoθssϕinσ îï̇r=vsinθ
(1)
式中:m 为飞行器质量;飞行器高度h=r-R0,R0 为
平均地球半径;重力加速度g=μ/r2,μ=3.986005×
1014m3/s2为 地 球 引 力 系 数;FX = 1 2ρv2CxS,FY =
第 26 卷 第 1 期 2014 年 3 月
弹道学报
JournalofBallistics
Vol.26 No.1 Mar.2014
高超声速滑翔式飞行器目标覆盖范围的计算方法
汪 雷,刘 欣,杨 涛,张梦樱
(国防科学技术大学 航天科学与工程学院,长沙 410073)
摘要:为解决飞行器任务规划的相关问题,给出了利 用 优 化 算 法 求 解 目 标 覆 盖 范 围 的 基 本 流 程。 在 合 理 选 择 优 化 指标与约束条件的情况下,计算一系列最优弹道以 得 到 目 标 覆 盖 范 围 边 界。 为 实 现 计 算 的 快 速 性,提 出 了 一 种 基 于高度 速度剖面跟踪的目标覆盖范围求解方法。仿真结 果 表 明,2 种 方 法 均 能 完 成 目 标 覆 盖 范 围 的 计 算,其 中 基 于弹道优化的方法计算精度较高,基于弹道跟踪方法 则 在 计 算 速 度 方 面 具 有 优 势,二 者 可 分 别 满 足 不 同 场 合 的 计 算需求。 关 键 词 :高 超 声 速 飞 行 器 ;弹 道 优 化 ;反 馈 线 性 化 中图分类号:V448.235 文献标识码:A 文章编号:1004-499X(2014)01-0050-06
临近空间高超声速目标跟踪技术研究
靠近空间杰出声速目标跟踪技术探究随着航天技术的不息进步和空间探究的深度开展，靠近空间杰出声速目标的跟踪技术成为航天领域中一个重要探究课题。
杰出声速目标具有极高的速度和复杂的运动特性，对其进行精确跟踪并保持正确的目标定位是保证航天任务成功的关键之一。
本文针对靠近空间杰出声速目标跟踪技术进行综述和分析。
一、杰出声速目标跟踪技术的探究背景杰出声速飞行器作为近年来进步迅猛的一类航天器，具有能够在大气层内飞行的能力，并潜在地具有快速打击能力。
这种飞行器具有极高的速度和较大的机动性，对传统的目标跟踪技术提出了挑战。
因此，探究靠近空间杰出声速目标跟踪技术对于提高杰出声速飞行器的打击精确度和任务成功率具有重要意义。
二、靠近空间杰出声速目标跟踪技术的挑战由于杰出声速目标自身运动速度极快、机动灵活性高，加之近地空间环境复杂多变，对跟踪技术提出了严峻的挑战。
主要包括以下几个方面：1.高速运动带来的目标模糊问题：杰出声速目标在快速运动中可能产生模糊效应，导致图像质量下降，从而影响目标的定位和跟踪。
2.航天器的机动特性：杰出声速目标具有快速变轨、高频摆动等特点，对目标跟踪系统的响应速度和动态性能有很高的要求。
3.光照条件的变化：由于航天器在不同轨道、时间和天气条件下，光照条件有较大的变化，光照不足或光照过强都会对目标跟踪造成困扰。
三、靠近空间杰出声速目标跟踪技术的探究进展针对靠近空间杰出声速目标跟踪技术的挑战，学术界和工业界进行了大量的探究，涌现了一系列新颖的方法和技术。
主要包括以下几个方面：1.基于传感器融合的跟踪方法：通过多传感器（如红外、雷达等）的数据融合，提高目标跟踪的准确性和可靠性。
接受传感器融合的方法可以解决单一传感器在跟踪过程中的局限性，有效提升目标定位的精确度。
2.高速图像处理算法：针对杰出声速目标运动过程中可能产生的模糊问题，探究者们提出了一系列的图像去模糊和运动预估算法。
这些算法能够有效处理目标模糊问题，提高图像质量。
高超声速滑翔飞行器再入段制导方法综述
Ａｂｓｔ ｒ ａｃ ｔ ： Ｔｈ ｅ ｄｅ ｖｅｌ ｏｐ ｍｅ ｎ ｔ ｏｆ ｒ ｅ ｅ ｎｔ ｒ ｙ ｇ ｕｉ ｄ ａ ｎ ｃ ｅ ｍｅｔ ｈｏｄ ｓ ｆ ｏｒ ｈ ｙｐ ｅｒ ｓ ｏｎｉ ｃ ｇｌ ｉ ｄｉ ｎ ｇ ｖｅ ｈ ｉ ｃ ｌ ｅ ｓ ｗａ ｓ ｒ ｅ ｖｉ ｅ ｗｅｄ． Ｆｉ ｒ ｓ ｔ ｌ ｙ， ｔ ｈ ｅ ｄｙ ｎ ａｍ ｉ ｃ ｓ ｏｆ ａ ｒ ｅ ｅ ｎｔ ｒ ｙ ｖｅ ｈｉ ｃｌ ｅ ｗａ ｓ ｅｓ ｔ ａ ｂｌ ｉ ｓ ｈ ｅ ｄ． Ｔｈｅ ｐ ａ ｔ ｈ ｃ ｏｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎ ｔ ｓ， ｔ ｈ ｅ ｔ ｅｒ ｍｉ ｎ ａｌ ｃ ｏｎ ｓ ｔ ｒ ａｉ ｎｔ ｓ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｇ ｅ ｏｇｒ ａ ｐｈｉ ｃ ｃ ｏｎｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎ ｔ ｓ ｗ ｅ ｒ ｅ ａ ｎ ａｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ｆ ｏｒ ａ ｒ ｅ ｅ ｎ ｔ ｒ ｙ ｆ ｌ ｉ ｇ ｈｔ ．
ｔ ｈｒ ｅ ｅ ｌ ｏｎ ｇｉ ｔ ｕ ｄｉ ｎ ａｌ ｇｕ ｉ ｄａ ｎ ｃ ｅ ｍｅ ｔ ｈ ｏｄｓ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｔ ｗｏ ｌ ａ ｔ ｅｒ ａ ｌ ｇｕｉ ｄａ ｎ ｃ ｅ ｍｅ ｔ ｈ ｏｄ ｓ． Ｆｉ ｎ ａｌ ｌ ｙ， ｔ ｈ ｅ
中国 空 间 科 学技 术
Ｃｈ ｉ ｎｅ ｓ ｅ Ｓｐ ａ ｃｅ Ｓｃｉ ｅｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔｅｃ ｈ ｎｏｌ ｏｇｙ
Ｄ ｅ ｃ ． ２ ５ ２ ０ １ ６ Ｖ ｏｌ 。 ３ ６ Ｎ ｏ ， ６ １ ． １ ３
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ｒ ｅ ｅ ｎｔ ｒ ｙ ｇ ｕｉ ｄ ａ ｎ ｃ ｅ ａｌ ｇ ｏｒ ｉ ｔ ｈ ｍｓ ｗｅｒ ｅ ｄｉ ｖｉ ｄｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｏ ｔ ｗｏ ｃ ａ ｔ ｅ ｇ ｏｒ ｉ ｅ ｓ： ｇｕｉ ｄ ａ ｎｃ ｅ ｆ ｏｒ ｔ ｈｅ ｃ ｏｎｖ ｅｎ ｔ ｉ ｏｎ ａｌ ｃ ｏｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎｔ ｓ ａ ｎ ｄ ｇｕ ｉ ｄ ａ ｎ ｃ ｅ ｆ ｏｒ ｔ ｈ ｅ ｇ ｅ ｏｇｒ ａ ｐｈｉ ｃ ｃ ｏｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎｔ ｓ． Ｒｅ ｖｉ ｅ ｗｓ ｗ ｅ ｒ ｅ ｐｒ ｅ ｓ ｅ ｎ ｔ ｅ ｄ ｆ ｏｒ ｔ ｈｅ
典型控制规律滑翔飞行器的轨迹预测方法
典型控制规律滑翔飞行器的轨迹预测方法张洪波;黄景帅;李广华;汤国建【期刊名称】《现代防御技术》【年(卷),期】2017(045)004【摘要】针对临近空间高超声速滑翔飞行器机动能力强、轨迹灵活多变的特点,提出了一种基于典型控制规律的高超声速滑翔飞行器轨迹预测方法.在前期先验信息的基础上,将典型控制规律下的控制参数——攻角和倾侧角建模成一阶Gauss-Markov过程,联合飞行器在半速度坐标系下的运动微分方程组成扩展的状态变量,选择飞行器的经纬高与速度大小作为无迹卡尔曼滤波的观测量并对控制参数进行滤波辨识,结合控制参数的辨识值重构其规律,进而预测飞行器的轨迹.通过仿真分析了对跳跃和非跳跃2种典型飞行轨迹的预报效果,结果表明所提方法对倾侧角不翻转的情况具有良好的预测精度.【总页数】8页(P112-118,129)【作者】张洪波;黄景帅;李广华;汤国建【作者单位】国防科技大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073;空军航空大学飞行器与动力系,吉林长春130022;国防科技大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V412.4【相关文献】1.无动力滑翔高超声速飞行器轨迹预测方法 [J], 韩春耀;熊家军;张凯2.平衡滑翔高超声速飞行器弹道预测方法 [J], 韩春耀;熊家军3.再入高超声速滑翔飞行器可达区域快速预测方法 [J], 王路;邢清华4.基于Gauss伪谱方法的高超声速滑翔飞行器滑翔段轨迹优化 [J], 张鹏程;李新国5.滑翔飞行器气动外形与轨迹一体化设计优化 [J], 陈永信因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
临近空间高超声速滑跃式机动目标跟踪的IMM算法
Ｌ Ｉ Ｊ ｕ ｎ － ｊ ｉ ｅ 一 ， ＷＡ Ｎ Ｇ Ｇ ｕ ｏ — ｈ ｏ ｎ ｇ ， Ｚ ＨＡ Ｎ Ｇ Ｘ ｉ ａ ｎ ｇ — ｙ ｕ ， ＷＵ Ｗｅ ｉ
（ １ ． Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｆ ｕ ｓ ｉ ｏ ｎ ， Ｎ ａ ｖ ａ ｌ Ａ ｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ａ ｎ ｄ Ａ ｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ， Ｙ ａ ｎ ｔ ａ ｉ ２ ６ ４ ０ ０ １ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ ． Ｎ ｏ ． ９ ２ ６ ３ ５ Ｕ ｎ ｉ ｔ ｏ ｆ Ｐ Ｌ Ａ ， Ｑ ｉ ｎ ｇ ｄ ａ ｏ ２ ６ ６ ０ ４ １ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
再入高超声速滑翔飞行器轨迹快速优化
再入高超声速滑翔飞行器轨迹快速优化王路;邢清华;毛艺帆【摘要】介绍了基于熵的改进粒子群算法在再入高超声速滑翔飞行器轨迹快速优化问题中的应用.首先给出再入轨迹优化问题模型,选取三自由度的再入运动模型,性能指标为航程最远,约束奈件包括过载、动压、热流密度、攻角等过程约束以及速度、高度等终端约束,控制变量为攻角.其次,设计了用于求解再入轨迹优化问题的改进粒子群算法,引入编码熵和系统熵的概念,在种群产生和进化的过程中,通过不断调整编码熵和系统熵的关系,防止种群陷入局部最优解.最后通过仿真对算法进行了验证.仿真结果表明算法对初值不敏感,并且能很好的满足攻防两端在轨迹优化时对算法时效性的要求.【期刊名称】《现代防御技术》【年(卷),期】2015(043)006【总页数】7页(P74-80)【关键词】熵;粒子群优化;高超声速滑翔飞行器;轨迹优化;再入;攻角【作者】王路;邢清华;毛艺帆【作者单位】空军工程大学防空反导学院,陕西西安710051;空军工程大学防空反导学院,陕西西安710051;空军工程大学防空反导学院,陕西西安710051【正文语种】中文【中图分类】V412高超声速滑翔飞行器因其高升阻比外形设计具有良好的气动性能，能凭借空气动力的作用实现远距离的无动力滑翔飞行。
由于飞行器运动方程形式复杂、再入滑翔轨迹对控制量敏感且飞行过程中受过载、热流密度等约束影响较大，其轨迹优化问题一直是研究的热点。
求解该类问题的方法从本质上可分为间接法、直接法、启发式搜索算法[1]，间接法对初值高度敏感，很难收敛，时效性不高。
文献[2-7]采用直接法解决此类问题，最好的耗时近1 min。
从现有研究来看，学者们所设计算法多为进攻端服务，即进攻端依据进攻意图，得到满足各种约束的最优轨迹，对算法时效性要求不高。
但是通过研究发现，防御端同样存在轨迹优化问题，即防御端根据探测到的滑翔飞行器实时状态和重点保卫目标位置，能否及时快速的规划出可能的打击轨迹，对快速制定拦截方案意义重大，可见防御端对优化算法的实效性提出了更高的要求。
临近空间高超声速目标飞行动态特性STK仿真
“高超声速”（Hypersonic）一词由我国著名科学家钱学森于1964年首次提出，实际上高超声速飞行器技术的发展起步于20世纪50年代的超声速燃烧及超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压发动机）的研究，至今已经历了近70年的历史。
2013年5月美国X−51A第四次飞行试验，实现了以碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的临近空间飞行器飞行速度和飞行距离的历史性突破，以吸气式高超声速飞行器为代表的临近空间和空天飞行器技术再次成为航空航天领域的热点，其技术难度极高，机遇和挑战并存。
高超声速飞行器技术的发展最终是要实现高超声速飞行器的飞行和应用。
高超声速飞行器是指最大飞行速度大于等于5倍声速、在大气层内或跨大气层长时间机动飞行的飞行器，其主要应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速滑翔飞行器、高超声速飞行平台（包括有人/无人高超声速飞机等）以及空天飞行器等具有战略威慑作用的武器装备和具有广泛用途的航天空间飞行器。
按照飞行器主级有/无动力分类，可分为高超声速有动力飞行器（例如X−51A，巡航级为主级，动力装置采用超燃冲压发动机）和高超声速无动力飞行器（例如HTV−2，滑翔体为主级，无动力滑翔飞行）等。
本文以HTV-2高超声速无动力滑翔导弹为研究对象，重点研究导弹在滑翔段和再入段的飞行过程，并利用卫星工具软件STK(Satellite Tool Kit，STK)的三维可视化仿真技术，将纯数字形式的弹道转换为立体的可视化弹道，以动画的形式呈现出来，本文的研究方向是将高超声速导弹弹道进行三维可视化。
1.2 国内外研究现状1.2.1 高超声速飞行器发展状况美国航空宇航局(NASA) 已经研究高超声速飞行器将近70 年. 2004年 3 月, NASA 成功试飞了X-43 验证机, 标志着高超声速飞行器研究领域取得阶段性成果。
一般认为, 大于 5 倍声速的速度称为高超声速。
美国自20 世纪50 年代开始研究吸气式高超声速技术。
基于微分平坦的高超声速滑翔飞行器轨迹规划
基于微分平坦的高超声速滑翔飞行器轨迹规划蔡伟伟;杨乐平;刘新建;朱彦伟【摘要】For the trajectory planning problem in hypersonic glide vehicle,a differential flatness based three-degree-of-freedom trajectory generation approach is proposed.Based on the flatness analysis of the simplified longitudinal motion model,the reference longitudinal trajectory planning problem was mapped into the flat output space to improve the solving efficiency by eliminating the dynamical constraints and reducing the design dimension.Then the initial problem was transformed into a nonlinear programming problem utilizing global polynomial approximations to the flat outputs.To compensate for the effects of the earth rotation and external disturbances,a Proportion-Differentiation control based reference trajectory tracking controller was designed with good convergence capability.By integrating the lateral motion determined by the error corridor of heading angle based bank angle revision,the three-degree-of-freedom gliding trajectory was ultimately generated.Numerical simulations were conducted to validate the feasibility and effectiveness of the approach presented here.%针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹规划问题，提出了一种基于微分平坦理论的三自由度轨迹生成方法。
高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计
（6）
式中 LVf 表示指定航程；Hf 为终端高度；λf 和ψf 分别 为终端目标的经度和纬度；θf 为指定终端路径角；Vf 为终端速度。
为满足末制导阶段初始条件，需要对滑翔飞行的
终端高度和速度进行约束，本文假设高度约束为 35 km 以上，速度约束为 3 km/s。 1.3.3 路径约束
a）物理量约束。
收稿日期：2016-07-08；修回日期：2017-01-10 作者简介：刘晓慧（1991-），女，硕士研究生，主要研究方向为高超声速飞行器总体技术
第2期
刘晓慧等 高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计
7
在实际任务中，飞行器往往需要经过特定任务路 径点并顺利避开敌方拦截或勿入区域。因此，除了典 型的热流密度、气动过载、动压、终端条件等约束外， 还要考虑路径点和禁飞区约束，这给传统的 GPM 求解 带来一定难度：
D 为飞行器气动阻力，D = 0.5ρV2SmCD；L 为飞行器气动 升力，L = 0.5ρV2SmCL；Sm 为飞行器参考面积，Sm = 0.48 m2； θ 为飞行路径角；ϕ 为飞行航向角（定义从北向南顺时
针方向为正）；β 为飞行倾侧角；λ和ψ 分别为地球经度
和纬度；H 为飞行高度；Re 为标准地球平均半径， Re = 6 478 km；r 为飞行器到地心的径向距离，r = H+Re；
载，nmax = 4g；qmax 为最大动压，qmax = 40 kPa。
b）路径点约束。
设飞行器在时刻 ti 到达第 i 个路径点时的坐标为
（x(ti), y(ti)），指定路径点的坐标为（xi, yi），则约束方程 为[11]
N
(x(ti ), ti
i=1,2,",I
临近空间高超声速滑翔机动GNC技术
临近空间高超声速滑翔机动GNC技术第26卷第4期2007年l2月计算技术与自动化ComputingTechnologyandAutomationV ol,26.No.4Dec.2007文章编号:1003—6199(2007)04—0089～03临近空间高超声速滑翔机动GNC技术翟华,何烈堂,周伯昭(国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073)摘要:临近空间飞行器利用临近空间独特的环境特点,采用升力体构型,基于助推滑翔式弹道,实现高超声速滑翔和机动,极具发展潜力.介绍临近空间高超声速飞行器的发展历程,根据其飞行特点深入分析临近空间高超声速滑翔机动飞行所需的高精度GNC技术,并对其发展前景进行展望.关键词:临近空间;高超声速;滑翔机动;GNC中图分类号:V4482文献标识码:A GNCTechnologyofHypersoarGlidingManeuverNearspaceZHAIHua,HELie—tang,ZHOUBo—zhao (CollegeofAerospaceandMaterialEngineering,NationalUniversityofDefenceTechnolog y,Changsha410073,China)Abstract:Innearspaceuniqueenvironment,adoptingliftbodyconfiguration,thehypersoarg lidingmaneuvertechnologybasedonboost—glidingtrajectorypossessesagreatdevelopingpotential,Inthispaper,thedevelopingphasesofhypersoarflightvehiclesareintroduced,andinparticularhighprecisionGNCtechnologyneededbynearspacehypers oarglidingmaneuverisanalyzedonba—sisoftheflightcharacteristicsofthevehicleAtlast,aforegroundexpectationaboutthetechnol ogyispresentedinthisarticle.Keywords:nearspace;hypersoar;glidemaneuver;GNC1引言临近空间是指距地面20～100km的空域,大致包括大气平流层,中间层和部分电离层.临近空间在通信保障,情报收集,电子压制,预警等方面极具发展潜力,其重要的开发应用价值在国际上引起了广泛关注_J.美国空军和NASA在上世纪中后期就开始了高超声速飞行器的研究试验,2004年x一43A飞行实验的成功l2J更给高超声速技术的研究带来了新的希望.美国国防高级研究计划局(DARPA)目前正在同空军联合执行"猎鹰"(从美国本土进行军事力量应用及发射,简称FALCON)计划,近期目标(2010年以前)是研制出通用航空器(CA V)和小型发射火箭(SLV);远期目标(2025年)是研制出高超声速巡航飞行器(HCV)L3J.美国高超声速飞行器的发展历程如图1所示."猎鹰"计划的飞行器利用临近空间独特的环境特点,采用升力体构型实现高超声速飞行或滑翔,能够实现远程,快速,精确打击和ISR任务,由于飞行速度高,机动能力强,具有相当高的突防概率,是一种非常重要的新型战略威慑和战术运用武器平台_4J.然而,超高速飞行的机动能力,远程的精确打击,无疑是对现有GNC技术的巨大挑战,因而先进的制导,导航与控制技术成为"猎鹰"计划亟待突破的关键技术之一.2临近空间高超声速飞行的特点高超声速机动飞行器通常在大气上层或边缘的临近空间进行任务目标飞行.地球表面的大气层无明显上限,但其各种特性在垂直方向上的差异非常明显.如随高度的增加,大气压力和密度会快速衰减而趋于真空.因此,高超声速飞行在大气稠收稿151期:2007—09—29作者简介:翟华(1980一),女,河南郑州人,博士研究生,研究方向:飞行器动力学,制导与控制(E—mail:gzjnudt@263,net);周伯昭(1946一),男,湖南长沙人,教授,博士生导师,研究方向:飞行器动力学,制导与控制;系统建模与仿真.计算技术与自动化2007年l2月密区与稀薄区的技术问题或难点有很大的不同.在大气层边缘,高超声速机动飞行所遇到的空气阻力和气动加热大为减少.如美国跨大气层高超声速飞行试验机X215,飞行试验的马赫数为6.7,最大飞行高度107.8km,其机身温度最高仅为704℃,并可获得较大的升阻比,利于机动飞行和远程攻击突防.同时,因其约2/3的时间飞行在大气稀空军NASA航天飞机I(80年代)I空军3高超声速高精度GNC技术基础技术研究NASPX.33X.34X.37X.40OSPX.43薄边缘,相当部分的气动热以辐射形式散入空间, 这样可减小燃料消耗和飞行器的平均热载荷,从而增大任务活动半径和降低热管理的要求.临近空间高超声速机动飞行器通常先用火箭助推或由母机携带至一定高度,获得预定飞行速度后分离脱落或投放,然后飞行器自行启动,加速和爬升,作机动或循环机动以实施任务目标飞行.空军CEV(21世纪初)SMVCA V(21世纪初)图1美国高超声速飞行器发展历程GNC系统是飞行器的大脑与神经系统,高精度的导航,制导与控制技术是临近空间飞行器完成作战任务的根本保证.临近空间飞行器要在环境极其复杂的亚轨道空间作超高声速飞行,由于稀薄大气的影响,使得飞行过程中会出现长时间的黑障区,卫星导航,天文导航的使用受到限制.临近空间环境的不确定性,使得终端状态的精确预测十分困难,因而要求制导方法具有自适应能力.高超声速飞行器全航程飞行过程中,空气密度低,气动控制效率低,可采用喷射反作用控制系统(RCS)作为执行机构,但RCS喷流与飞行器流场之间存在复杂的相互干扰问题,直接力/气动力复合控制方法在分析上也存在很多困难,而新概念控制方式仍存在一系列问题.因此,作战任务与飞行环境给GNC系统的设计提出了大量复杂的约束和极高的要求,要求GNC系统必须能够适应飞行环境的剧烈变化并以较高的末端精度完成作战任务.3.1动力学与制导技术3.1.1多约束下弹道优化技术弹道优化要求在满足多种约束条件下,充分考虑临近空间飞行器的任务目标,对整个弹道进行优化设计.CA V就采用了非常规的助推一滑翔一跳跃式弹道l5J,即一种势能和动能互换的周期性弹道,具有很强的远程突放能力.由于防御系统对弹空军猎鹰计划SLVc(2010年)HCVCA V(2025年)道导弹轨迹的预测是将弹道限定在一个管形区内, 逐渐缩小预测弹道管形区的半径,当其足够小时, 就可以发射拦截器进行拦截,若弹道跳跃的幅度越大,管形区的面积就会越大,从而给防御系统的管形区预测带来更大的困难.因此,加大弹道跳跃的幅度是提高突防能力的重要手段.这就需要选用适当的优化策略,在满足多种约束的条件下,优化各种控制参数,使得飞行器航程最远或是弹道跳跃的幅度最大,最大程度地隐蔽导弹的飞行弹道,以有效地提高临近空间飞行器的作战效能.3.1.2滑翔控制技术航程是衡量邻近空间飞行器作战能力的重要指标,应通过飞行器总体设计与制导系统设计,使其航程满足要求.临近空间高超声速飞行器一般都具有较远的航程,借助滑翔控制技术它可以对远程目标进行精确打击.其原理是利用飞行器在飞行中产生的升力与重力平衡,升力主要由飞行器自身的升力体结构和动力舵控制来实现,同时可通过调整滑翔规律参数(如舵偏角)进行制导控制,以满足滑翔控制和导引精度要求l6J.滑翔控制技术是实现临近空间飞行器远程精确打击的关键技术之一.3.1.3快速发射及弹道重构技术快速发射技术即飞行器接到任务命令后,在极短的时间内投入使用的能力."猎鹰"计划要求高速无人飞行器和相关的滑翔武器能够在2小时内将传统的非核武器从美国本土投送到地球的任何地方.彻啤第26卷第4期翟华等:临近空间高超声速滑翔机动GNC技术自适应弹道重构与控制(AdaptiveTrajectorv ReshapingandControl,简记为ATRC)是临近空间高超声速飞行器的一种先进制导控制技术.当飞行器在飞行过程中接收到作战指令,改变作战任务时,能够迅速地根据当前位置和目标位置制定制导策略,即要求飞行器具有在线实时自适应制导能力[.3.2先进控制技术3.2.1气动布局与控制机构布局在高超声速飞行条件下,具有高升阻比是确保临近空问飞行器滑翔达到很远的航程(几千公里以上)的必要条件.对于长时间飞行的高超声速飞行器来说,实现高升阻比与降低防热要求通常是矛盾的.一般情况下,高超声速高升阻比飞行器的头部与翼前缘的气动外形比较尖,必然会产生高加热问题,给防热系统设计带来压力;还可能出现横向和纵向气动特性不对称,即横向压心和纵向压心一般相距较远,在实际应用中会引起纵,横向稳定性不匹配的问题,给飞行器的稳定飞行和控制带来很大的困难.此外,理论上升阻比很高的外形往往无法满足装填性能要求,在实际工程设计中需要综合考虑气动与装填的要求.这些问题需要很好的协同解决,抑制高升阻比气动外形的负面效应.控制机构的布局对控制系统设计影响重大,合理高效的控制机构布局有助于提高控制系统的稳定性和可靠性.携带动力系统的HCV,其控制系统的布局有别于无动力的CA V,控制系统设计还必须考虑推力变化对控制系统稳定性的影响. 3.2.2自适应控制方法由于CA V特别是HCV飞行速度高,机动范围大,飞行器状态参数变化大,对控制系统稳定性和可靠性提出了更高的要求.临近空间高超声速飞行器一般采用两种或多种导航方式相结合的组合导航技术,并采用具有自适应能力的制导与控制系统.变结构控制是控制系统的一种综合方法,已被用于解决复杂的控制问题,其主要特点是滑动模态具有对系统摄动及外干扰的不变性,即理想的,完全的鲁棒性8J.变结构控制的设计主要包括两方面:①选取切换面(滑模面),使滑动运动渐进稳定, 动态品质良好.②选择控制律,使满足到达条件,即切换面以外的相轨线于有限时间内到达切换面. 相应地,变结构控制系统中的运动包括位于切换面之外的趋近运动和位于切换面之上的滑动运动,而过渡过程的品质决定于这两段的运动品质.4前景展望近年来,国际上关于高超声速飞行器的研究兴趣不断增加,不断有新的研究成果面世.特别是水平起降航天飞行器,超高速导弹和跨大气层飞行器等超高速飞行器关键技术的研究更为深入,在动力推进,结构气动,制导,导航与控制等方面取得了一定进展.借助于高超声速飞行器技术实现远程,快速,对地攻击的各种新概念武器的研究也都进展迅速.这些都可为我们研究远程,快速无人飞行器技术提供有益的参考.可以预见,今后临近空间高超声速技术研究和试验将与军事紧密结合继续进行下去,把陆地,海上,空中,临近空间和空间资产集成为一体,互为补充,以获取作战空间的态势感知优势,进而赢得作战优势.今后也将出现多个研究计划共存的局面, 这些计划将相互取长补短,更好地推进临近空间高超声速技术的发展研究.5结束语临近空间对于情报收集,监视和通信保障来说是一个很有发展前景的新领域.临近空问高超声速武器的大量运用将对未来战争产生深刻的影响,传统的作战理论,组织指挥和作战方法等都将发生重大的变化,未来战争将面貌一新.参考文献[1]Dr.HusseinY oussef,DrRajivChowdhry.HypersonicGlobal ReachTrajectoryOptimizationlJJ.AIAAGuidance,Naviga—tim,andControlConferenceandExhibit,1619August2004.[2]GrahamWarwick.X43ASuccessRevivesOptimism[J]. FlightInternational,6212April,2004:26.[3]GeorgeRichie.TheCommonAeroV ehicle:SpaceDeliverySys—temOfTheFuture[J].AIAASpaceTechnologyConference& Exposition,29,tOSept.1999[4JDefenseAdva~{edResearchProjectsAgency.FALCON:Force ApplicationandLaunchfromCONUSTechnologyDemonstra—tion[RJ.July2003[5]关世义.基于钱学森弹道的新概念飞航导弹[J]飞航导弹, 2003,vo1.1.[6]袁子怀,钱杏芳.有控飞行力学与计算机仿真[M]北京:国防工业出版社,2001[7]潘荣霖.飞航导弹自动控制理论[M].北京:宇航出版社, 2001.[8]DoffR,BishopR.现代控制理论(第八版)[M].北京:高等教育出版社,2000。
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图９“ｕ曲ｔ”阵风干扰高度跟踪曲线
魄．９ Ｔｒａｃｋ沁ｃｕｒｖｅ ０ｆ ｈｅ蛳删ｈ“ｕ出”ｗ砌
图１０。“出”阵风干扰终端高度曲线
隐．１０ Ｔ帆ｉｌｌａｌ ｂｅｉ咖呻ｅ析ｔｌｌ“Ｌｉｇｈｔ”ｗｉｎｄ
图９。图１１，图１２．图１４，图１５一图１７分别为 ““ｇｈｔ”、“Ｍ０ｄｅｍｔｅ”、“ｓｅｖｅ坨”阵风干扰作用下制导指 令对高度、地面航迹的跟踪。在整个飞行过程中，制 导系统能实现对纵向轨迹的准确跟踪，由图１０、图 １３和图１６知，“ｕｇｌｌｔ”、。Ｍｏｄｅｍｔｅ”、“Ｓｅｖｅ陀”阵风干扰 作用后开环轨迹终端高度与参考高度分别相差约 １００ｍ、１８０ｍ、２８０ｍ，而闭环轨迹终端高度与参考高度 分别只相差约１０ｍ、２０ｍ、２５ｍ。图１ｌ、图１４和图１７ 分别为三种强度阵风干扰作用下侧向轨迹的跟踪曲 线，在终端时刻制导系统均能实现不同强度阵风干 扰下侧向轨迹的准确跟踪。仿真说明基于ＲＱＬ制 导算法能实现对各种强度阵风干扰作用下纵向与侧 向飞行轨迹准确跟踪。
们
口旺
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口， 口Ｈ
口Ⅱ 口岱
口靳 口岛
万方数据
第５期
方群等：临近空间高超声速无动力滑翔飞行器最优轨迹设计及制导研究
１４８７
口ｌｌ＝一去Ｄ，，口１２＝一ｇｃ。ｓ日，
口１３＝一去仇一ｓｉｎ‰，
口１４＝口１５＝口１６＝Ｏ，
Ｏ．＝七石矿‘１５≤Ｏ．。
（８）
２．４优化解法
共轭梯度法【５１是由Ｈｅｓｔｅｎｅｓｓ和ｓｔｉｅｆｅｌ于１９５２
年为求解线性方程组而提出的。共轭梯度法的基本
思想是把共轭性与最速下降方法相结合，利用已知
点处的梯度构造一组共轭方向，并沿此组方向进行
搜索，求出目标函数的极小点。共轭梯度算法的应
用步骤可参考文献［５］。
砉｜俨 ｃ０８Ｌ ｒ
三ｃｏｓ以． ｇ一 伊一
口ｚ·２—；再厂＿Ｌｒ一—：五万一＋
ｃ０８目
口丝＝芈一卉ｓｉｎ口，
ｃｏｓｙ。ｒ
ｃｏｓ口
口∞２—二；矿二Ｌ＾一—。Ｆ－ｇ＾一 （Ｒｏ
口２４＝口２５＝口衢＝０，
ｎ３ｌ＝ｓｉｎ口，口３２＝ｙｃｏｓ口，
口船＝ｄ３．＝口弱＝口撕＝０，
口匏ｉ丽＝等＋而＋南吼ｓｎｉ∞ｎ‰∞ｓ¨９ｔ叩“ｈ 口町２丽吾毋ｒ一而磊历一—瓦了＿７广’ ｓｉｎ７。 ，
中图分类号：Ｖ４１２．１；ｖ４１２．４
文献标识码：Ａ
ＤｏＩ：１０．３８７３，ｊ．岫．１０００·１３２８．２００８．０５．００４
文章编号：１００ｍ１３２８（２００８）０５．１４８５．ｃｒ７
Ｏ引言
高超声速无动力滑翔飞行器采用升力体外形， 依靠气动力控制，可在大气层内滑翔飞行，从而实现 快速远程攻击或物资运送。传统的可重复使用飞行 器（ＲＬｖ）参考轨迹设计是根据航程要求和状态约束 只在纵向平面规划阻力参考剖面。由于轨道设计是 一个高度非线性、严格受各种约束（控制量约束、轨 道约束和终端约束）的优化问题，在每次发射执行任 务前，众多轨道力学专家要凭自己的经验，通过不停 地“试凑”才能找到满足约束的轨道。这是一项工作 量巨大的工作，严重限制了飞行任务的灵活性，不能 满足未来战争对实时发射飞行器的要求。在复杂而 严重的热力学环境和动力学环境下，开发一种鲁棒 性强的轨道设计与优化算法以产生一条满足各种约 束的最优再入轨道，是一个具有重要理论意义与工 程实用价值的问题，这也正是近几十年来特别是目 前国内外研究的热点之一。
为了研究阵风干扰对飞行器的影响，还需要对 式（１）进行补充。由于飞行器具有极高的飞行速度， 以及飞行器再入时滚转角一般都比较小的特点，忽 略阵风对攻角、侧滑角的影响，阵风干扰作用下飞行 器的运动方程可以表示为：
雷＝一罢一ｇｓｉｎ口一（眈ｃ。８口＋虻ｓｉｎ口） 毋口 ＝：—堡—些一ｇ一—ｇ—型＋＋—旦—ｃＣｏＯｓＳ口口＋
各终端条件在性能指标中的重要性。本文取终端高
度＿Ｉｌ，＝Ｏ为约束条件。
２．２控制量约束
假设控制量偏转无延迟，给出如下形式的控制
量边界：
Ｅ净吲≤黜：】 ㈣
２．３飞行过程约束
厅＝：～掣≤≤厅厅．一 过载，动压，加热率约束分别为…：
ｍ管
一
一
（ＩＯ６，）
ｇｇ＝＝百 寺ｌｌＤＤｌｌ，，‘２≤≤ｇｇ一一
（【７７））
１４８９
芒＼龃臀
淼淼嬲勰｜。
Ｏ
５０
ｌ∞
１５０
２∞
２５０
３∞
时间，Ｉ
图７参考轨迹动压变化曲线
心．７ Ｒ如舢ｅ ｄｙＴＩａｍｉｃ ｐｒｅ鲳哦ｃｕｒｖｅ
：：
１４
嚣
鼍８
鬟：
２ Ｏ
Ｏ
ＳＯ
ｌ∞
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３∞
时间，Ｉ
图８参考轨迹加热率变化曲线 Ｆｉｇ．８ Ｉｔ出陀眦ｅ ｈｃａｔｉＩｌｇ哪ｅ ｃｌ唧ｅ
表１阵风干扰强度 Ｔａｂｌｅ １－１１ｌｅ ｉｍｅ邶畸０ｆ耐ｎｄ ｄｉ咖ｒｂ明ｃｅ
差扰动项
名：［艿ｙ，阳，肌，艘，献，静］７ （１４）
控制变量为
ｕ＝［孙，艿ｙ。］７＝一Ｋ（￡）菇
（１５）
由优化算法得到一条最优轨迹后，利用瑚ｎ出ｌ呼
函数计算反馈增益矩阵Ｋ（￡），增加反馈控制后的轨迹
控制变量为
口＝口呵＋抛
（１６）
ｙ。＝ｙ硝＋甜。
（１７）
４仿真分析
飞行器初始状态： ｛ｔ，ｏ，８０，＾ｏ，尘ｏ，Ａｏ，拳ｏ｝ ：｛１６４９．８８ｍ／８，一１．罗，３８１００ｍ，０．伊，Ｏ．伊，Ｏ．伊｝
专（以ｓｉｎ口一帆ｃｏｓ口）
尘：兰』兰笔一旦ｃｏｓ口ｃｏ。９ｔａｎ声
Ｊｌ＝”ｓｉｎ８＋Ｅ
（２）
＾２——了五万一 ｛ ｔ７ｃｏｓ口ｃ∞９＋Ｅ
声＝ ｔＪｃｏｓ口ｓｉｎ９＋Ｅ
（２）式中，睨，取，Ｅ分别为旋转坐标系下的 阵风干扰分量。
２参考轨道优化设计
２．１性能指标与终端约束
要求无动力滑翔飞行器径向攻击距离最远，性
０
￡ｓｉｎｙ。 ｍｌ，
Ｂ５
专争。貉
０
￡ｃｏｓｙ。 ｍｙｃｏｓ口
（１２）
０
Ｏ
０
Ｏ
系数矩阵Ａ，曰 中的￡，，Ｄ，，厶，Ｄ。，厶，Ｄ＾分别
为升力、阻力对速度ｙ，攻角ａ，高度Ｉｌ的导数，飘
为重力加速度对高度ＩＩｌ的导数。
跟踪控制系统性能指标为：
，＝Ｉ，［省７＠＋Ⅱ’Ｒ“］
（１３）
ＪＩｏ
状态变量取为实际飞行状态相对参考状态的偏
设计了飞行器基于多约束条件的最优轨迹；利用基于线性状态调节器（ＲＱＬ）制导方法实现阵风干扰作用下纵向与
侧向参考轨迹的同时跟踪。仿真结果表明．本文的轨迹优化算法能在很短的时间内优化出最优轨迹且具有很好的
收敛性；采用的制导算法能实现各种强度阵风干扰作用下的轨迹跟踪，具有很强的鲁棒性。
关键词：临近空间；轨迹优化；共轭梯度法；ＲＱＬ
能指标取为：
．，（茗（·），ｕ（·），ｔ。，０）＝一Ａ，
（３）
将终端约束转化到性能指标中，性能指标可表
示为：
．，（髫（·），Ⅱ（·），‘ｏ，ｌ，）
＝一■＋∑埘。△ｓ： ‘＝ｌ
＝埘ｌ△ｓ：＋加２△ｓ；＋…＋幻．△ｓ：
（４）
式（４）中，△ｓ。＝Ｉ ｓ：一ｓ．Ｉ。为终端状态值与约
束值之差，慨为权系数，通过对埘；的调整可以确定
第２９卷第５期 ２００８年９月
宇 航学报 Ｊｏｕｒｎｍ ｏｆ Ａｓｔｍ删ｔｉｃｓ
Ｖ０１．２９
Ｎ０．５
ｓｅｐｔｅｍｂ凹２００８
临近空间高超声速无动力滑翔飞行器 最优轨迹设计及制导研究
方 群，李新三
（西北工业大学航天学院，西安７ｌ∞７２）
摘 要：建立了Ｉ临近空间飞行器无动力飞行理想运动模型及阵风干扰作用运动模型；通过共轭梯度优化算法
．／暇晕制餐
２．５
２４．５
２４
２３．５
·
”
嘏２２．５
替
２２
２Ｉ．５
２ｌ
２０．５
图３参考轨迹航迹偏角变化曲线 Ｆｉｇ．３ Ｒｅ‘ｅ陀Ｉｌｃｅ踞ｉｍｕｔｌｌ趴ｇｌｅ ｃｕｒ＂
图４参考控制量攻角变化曲线 Ｆｉｇ．４ Ｒ如陀地ｅ砒∞ｋ肌ｇｌｅ ｃＩ唧ｅ
＼目
倒 坦
图１参考航迹变化曲线 Ｆｉｇ．１ Ｒｅｆｅ唧地ｅ ｈ眄ｅｃｔｏｒｙ ｃｕ聊
ｌ 临近空间飞行器运动模型
１．１无干扰时的运动方程 不考虑地球自转引起的哥氏力和牵引力的影
响，假设飞行器的侧滑角为零，飞行器无动力飞行的 运动方程‘１１为：
毋＝一罢叩ｉｎ口
旁：警一ｇ警＋手ｃｏｓ口
审：！！，！堕聊Ｃ三ＯＳ∥一旦ｃ。ｒ 。口ｃｏｓ缈ｔ舳ｌｌ
Ｊ：【：竺掣 矗＝ｔＩｓｉｎ口
（１）
ｒｃｏｓｐ
飞行器终端约束： ｂ＝ｏ ｍ
过程约束指标：
砧一＝２５９，ｇ一＝２咖Ｐａ，
Ｏ．。＝１００Ｋｗ，矗 飞行器参数： ｍ＝７８０ ｋｇ；Ｓ＝０．２０； Ｑ，Ｃ。的表达式分别为…： ＣＬ（口，肘（ｙ，＾））＝一０．０００５２２５口２＋Ｏ．０３５０６口一
Ｏ．０４８５７肘＋Ｏ．１５７７
０．０１０４８肘＋０．姗 Ｇ（口，肼（ｙ，＾））＝０．０００１４３２口２＋０．００５５８ａ一
Ｉｌ缶近空间高超声速滑翔飞行器在大气层范围高 速飞行，临近空间力学环境的复杂性，各种近地扰动 和飞行环境参数的不确定性，要求再入制导方法具 有较高精度和自适应性。
本文以大升阻比（大于２）的高超声速滑翔飞行 器为研究对象，针对飞行器执行对地攻击任务，利用
共轭梯度法设计飞行器的最优参考轨迹，通过改善 优化算法一维搜索特性，提高优化算法的收敛性和 准确性。利用基于线性状态调节器（ＲＱＬ）制导方法 实现不同强度阵风干扰作用下纵向与侧向参考轨迹 的同时跟踪。