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(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所，西安 710065)

基于粒子群的高超聲速飛行器閉環(huán)制導(dǎo)研究

王荔豪，楊凱，曹小斌，王妮芝，馬菲

(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所，西安710065)

高超聲速飛行器一般指的是在大氣層內(nèi)以大于5馬赫數(shù)的速度飛行的一類飛行器；對(duì)于高超聲速飛行器的研究來(lái)說(shuō)，憑借其超高的飛行速度和飛行高度，能夠在短時(shí)間內(nèi)飛行更遠(yuǎn)的距離；為了達(dá)到作戰(zhàn)要求，需要規(guī)劃整個(gè)飛行軌跡，而最為重要的便是上升段的制導(dǎo)問(wèn)題；以X-33高超聲速飛行器模型為研究對(duì)象，提出基于粒子群算法的閉環(huán)制導(dǎo)策略，通過(guò)導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量計(jì)算得到飛行器的速度增量等飛行參數(shù)，同時(shí)解算速度和高度等信息，機(jī)載計(jì)算機(jī)根據(jù)制導(dǎo)算法在每一個(gè)制導(dǎo)周期內(nèi)在線生成制導(dǎo)指令，實(shí)時(shí)修正飛行軌跡，使飛行器最終準(zhǔn)確到達(dá)目標(biāo)位置；并對(duì)該方法的可靠性進(jìn)行了仿真驗(yàn)證；仿真結(jié)果表明，基于粒子群算法的閉環(huán)制導(dǎo)策略優(yōu)化精度高，物理概念明確，能滿足高超聲速飛行器上升段的閉環(huán)制導(dǎo)需求。

高超聲速飛行器；粒子群；目標(biāo)函數(shù)；閉環(huán)制導(dǎo)

0 引言

高超聲速飛行器一般是指飛行速度大于5馬赫的飛行器，常飛行于20 km到150 km的臨近空間區(qū)域。飛行器由助推級(jí)推至預(yù)定高度，然后滑翔彈頭依靠氣動(dòng)升力實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離的非彈道式飛行，這樣能夠快速有效地打擊遠(yuǎn)程目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)精確打擊的目的[1-2]。

文獻(xiàn)[3]對(duì)傳統(tǒng)的開(kāi)環(huán)制導(dǎo)方式進(jìn)行了研究，預(yù)先在地面離線為飛行器設(shè)計(jì)一條理想的飛行軌跡，在實(shí)際飛行器中不斷調(diào)整姿態(tài)，使真實(shí)軌跡始終處于理想軌跡附近。但是這種方法在存在強(qiáng)烈外界干擾時(shí)無(wú)法跟蹤預(yù)定軌跡。

文獻(xiàn)[4]使用定點(diǎn)迭代法應(yīng)用于閉環(huán)上升段制導(dǎo)。固定大氣段終端節(jié)點(diǎn)的初始猜想位置，通過(guò)真空算法得到相應(yīng)的伴隨狀態(tài)作為大氣段的終端約束，為了求得最優(yōu)解，進(jìn)行反復(fù)迭代。但是該過(guò)程需要依靠人為經(jīng)驗(yàn)來(lái)設(shè)定，因此無(wú)法保證在任何條件下都具有相同的收斂性。

本文提出基于粒子群算法的高超聲速飛行器上升段閉環(huán)制導(dǎo)方法，并對(duì)其可靠性進(jìn)行仿真驗(yàn)證，本文的研究結(jié)果為高超聲速飛行器的閉環(huán)制導(dǎo)提供了有價(jià)值的參考。

1 上升段建模

1.1 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)及動(dòng)力學(xué)方程

高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)方程組是描述作用在飛行器上的力、力矩與飛行器運(yùn)動(dòng)參數(shù)之間關(guān)系的一組方程。它由飛行器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)變化的動(dòng)力學(xué)方程、運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、質(zhì)量變化方程、角度幾何關(guān)系方程和描述控制系統(tǒng)工作的方程所組成。

在初步設(shè)計(jì)階段，為了能夠簡(jiǎn)捷地獲得飛行器的飛行軌跡，暫不考慮飛行器繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)，將其作為一個(gè)可操縱質(zhì)點(diǎn)進(jìn)行軌跡優(yōu)化。簡(jiǎn)化之后的飛行器運(yùn)動(dòng)方程組由質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程、運(yùn)動(dòng)學(xué)方程和質(zhì)量變化方程組成。飛行器爬升平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)方程組為：

(1)

式中，T為飛行器所受推力大小，D為飛行器所受阻力大小，L為飛行器所受升力大小，H為飛行器的飛行高度，V為飛行器的飛行速度，為高超聲速飛行器質(zhì)量，Isp為燃料比沖，g0為海平面重力加速度，α和θ分別為飛行器的攻角和彈道傾角，q為俯仰角速度[5]。

1.2 氣動(dòng)力模型

為避免復(fù)雜的插值運(yùn)算，采用曲線擬合方法處理高超聲速飛行器的氣動(dòng)力系數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)推力系數(shù)。曲線擬合方法不要求所擬合的曲線通過(guò)節(jié)點(diǎn)，而要求在所考慮的區(qū)域內(nèi)均方差盡可能小。

選取攻角α和馬赫數(shù)M作為影響氣動(dòng)力的最主要因素，擬合公式能提高算法快速性，氣動(dòng)力模型如下：

(2)

該模型為非線性模型，采用最小二乘法進(jìn)行參數(shù)辨識(shí)。參數(shù)辨識(shí)結(jié)果為：

(3)

氣動(dòng)力系數(shù)擬合曲線如圖1所示。

1.3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型

本文采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相結(jié)合的推力模型作為研究對(duì)象[6]。發(fā)動(dòng)機(jī)推力系數(shù)CT隨著飛行器飛行高度H、馬赫數(shù)M和攻角α的變化而變化，根據(jù)實(shí)驗(yàn)所得數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合，得到推力系數(shù)的計(jì)算公式：

CT(M,α)=

(4)

2 上升段約束條件

2.1 微分方程約束

將前文推導(dǎo)的運(yùn)動(dòng)及動(dòng)力學(xué)模型、氣動(dòng)系數(shù)模型、推力模型代入到飛行器的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程組中，得到高超聲速飛行器上升段狀態(tài)方程的微分約束：

(5)

式中，X(t)是由飛行器上升階段5個(gè)狀態(tài)量組成的向量，U(t)是攻角控制量α。

X(t)=[H(t),x(t),V(t),θ(t),m(t)]

(6)

U(t)=α(t)

(7)

2.2 狀態(tài)量和控制量約束

控制能力約束主要反映到可使用攻角的約束，對(duì)應(yīng)的控制量U(t)必須限制在一定范圍內(nèi)[7]；據(jù)此建立如下約束條件：

(8)

2.3 邊值約束

初始邊界條件：

H(t0)=H0,V(t0)=V0,θ(t0)=θ0

(9)

終止邊界條件：

H(tf)=Hf,V(tf)=Vf,θ(tf)=θf(wàn)

(10)

其中，t0和tf分別為爬升段的初始時(shí)刻和終止時(shí)刻。

2.4 路徑約束

2.4.1 熱流約束

在飛行器爬升過(guò)程中，由于大氣與機(jī)體的摩擦?xí)?dǎo)致機(jī)體表面溫度升高，一旦飛行器表面溫度高出其表層防熱材料的允許值，就會(huì)對(duì)飛行器造成不可逆的損壞，甚至有可能影響飛行任務(wù)的完成[7]。工程應(yīng)用中，熱流密度表達(dá)式為：

(11)

式中，

C=7.9686×10-5,N=0.5,K=3.15

(12)

2.4.2 動(dòng)壓約束

飛行器的氣動(dòng)鉸鏈力矩和飛行器表面的防熱材料限制了動(dòng)壓的上限，動(dòng)壓約束的下限值主要與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)的要求相關(guān)。

因此，根據(jù)任務(wù)要求，考慮動(dòng)壓對(duì)控制系統(tǒng)的影響，存在動(dòng)壓約束：

(13)

2.4.3 過(guò)載約束

由于本文研究的是高超聲速飛行器的上升階段，所以只對(duì)飛行器縱向平面進(jìn)行分析，此處過(guò)載約束為飛行器的最大法向過(guò)載約束，即：

(14)

2.5 目標(biāo)函數(shù)

在飛行器上升段軌跡優(yōu)化末端，已不再具有爬升趨勢(shì)，此時(shí)有θ(tf)≈0°。末端速度Vf和末端高度Hf是需要優(yōu)化設(shè)計(jì)的，也就是使飛行器到達(dá)末端任務(wù)點(diǎn)時(shí)，能夠盡可能地接近任務(wù)終端速度Vαscent和高度Hαscent，因此定義目標(biāo)函數(shù)J為：

(15)

式中，wV和wH為分別飛行末端速度和高度偏差的加權(quán)系數(shù)，ΔV和ΔH分別為末端允許的高度和速度偏差范圍。為簡(jiǎn)化工程上多目標(biāo)優(yōu)化的處理，本文采用了權(quán)重和法來(lái)對(duì)飛行末端高度和速度參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，通過(guò)調(diào)整加權(quán)系數(shù)可以方便地改變飛行末端速度和高度在軌跡優(yōu)化過(guò)程中所占的權(quán)重比例。

2.6 上升段飛行走廊

基于上節(jié)提出的高超聲速飛行器上升階段需要滿足的約束條件，由于飛行器將在大氣層內(nèi)飛行一段距離，為了使飛行器能夠安全穩(wěn)定地進(jìn)行上升飛行，需要對(duì)飛行器的飛行狀態(tài)進(jìn)行約束控制，使其飛行過(guò)程中的狀態(tài)變量在動(dòng)壓、過(guò)載以及熱防護(hù)結(jié)構(gòu)所允許的范圍之內(nèi)。通過(guò)對(duì)動(dòng)壓上下限、熱流密度上限以及狀態(tài)量的上下限的確定，這些條件共同確定了高超聲速飛行器上升階段的可飛行區(qū)域，形成飛行器上升段飛行走廊。

圖2 上升段飛行走廊

由約束條件中的最大動(dòng)壓和最小動(dòng)壓條件限制了高度范圍，圖中方框顯示的區(qū)域是由高度和速度的上下限確定的。當(dāng)飛行器能夠滿足動(dòng)壓約束時(shí)，自然就滿足了熱流約束。因此上升段的飛行走廊主要由飛行器的動(dòng)壓約束條件來(lái)確定的，它和高度-速度上下限共同組成了高超聲速飛行器上升段的飛行走廊。

3 粒子群算法設(shè)計(jì)

3.1 軌跡參數(shù)規(guī)劃策略

高超聲速飛行器的上升階段，其飛行過(guò)程較為復(fù)雜。在助推器與飛行器分離結(jié)束時(shí)刻，飛行器已經(jīng)到達(dá)動(dòng)力爬升段的初始點(diǎn)，在隨后的飛行過(guò)程中，飛行器將開(kāi)啟自身發(fā)動(dòng)機(jī)，繼續(xù)向目標(biāo)高度和目標(biāo)速度飛行，以達(dá)到巡航飛行的要求指標(biāo)。

高超聲速飛行器在動(dòng)力爬升階段，推力線沿機(jī)體方向是固定的。當(dāng)需要改變推力方向時(shí)，則需要調(diào)整飛行器的俯仰角，從而實(shí)現(xiàn)不同彈道傾角的爬升過(guò)程。在動(dòng)力爬升段，飛行器的速度會(huì)迅速上升，同時(shí)會(huì)經(jīng)過(guò)低空大氣密度稠密區(qū)。在這個(gè)階段最大熱流和最大動(dòng)壓情況會(huì)出現(xiàn)。

通過(guò)給定最大動(dòng)壓和最大熱流密度限制可以確定飛行軌跡的下邊界，上升段的熱流約束比較弱，而動(dòng)壓約束比較強(qiáng)，所以如果能滿足動(dòng)壓約束，自然就能滿足熱流約束。

在高超聲速飛行器的動(dòng)力上升階段，飛行器彈道傾角的選擇直接影響到飛行任務(wù)終端的高度大小和速度大小，所以整個(gè)上升段的軌跡很大程度上取決于彈道傾角的選擇[8-10]。如果采用較大的彈道傾角上升，會(huì)導(dǎo)致飛行器末端高度過(guò)高，且無(wú)法滿足巡航階段彈道傾角趨近于零的要求；若采用較小的彈道傾角，則動(dòng)壓會(huì)接近最大動(dòng)壓限制區(qū)域。

因此，本文在進(jìn)行上升段軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)，采用一種分段彈道傾角的規(guī)劃方法，這樣可以避免上述問(wèn)題，將上升段分為兩段，具體策略如下：

1)第一段為恒定彈道傾角上升段。在低空稠密大氣層內(nèi)迅速爬升，避免動(dòng)壓超限，保持固定值一直到一定高度Hcenter；

2)第二段為變彈道傾角上升段。達(dá)到一定高度Hcenter后，此時(shí)按照彈道傾角線性減小的策略繼續(xù)上升，當(dāng)彈道傾角趨近于零時(shí)，飛行器高度和速度達(dá)到終端任務(wù)狀態(tài)要求。按照線性減小彈道傾角的策略可以簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)，易于實(shí)現(xiàn)。

(16)

3.2 算法流程

粒子群的個(gè)體代表問(wèn)題的一個(gè)可能解，每個(gè)粒子都具有速度和位置兩個(gè)定義，位置坐標(biāo)對(duì)應(yīng)的目標(biāo)函數(shù)值作為該粒子的適應(yīng)度，粒子群算法就是通過(guò)適應(yīng)度來(lái)衡量某一粒子的優(yōu)劣。以本文的研究對(duì)象來(lái)說(shuō)，需要規(guī)劃出飛行器上升階段的彈道傾角和中間高度值，這兩個(gè)參數(shù)分別代表兩種粒子，通過(guò)每種粒子個(gè)體間的協(xié)作和競(jìng)爭(zhēng)關(guān)系來(lái)尋求各自最優(yōu)的解。首先對(duì)于彈道傾角和中間高度參數(shù)，初始化一群隨機(jī)粒子，然后通過(guò)之前設(shè)定的邊界條件，不斷迭代得到最優(yōu)解。在每一次的迭代過(guò)程中，粒子通過(guò)跟蹤兩個(gè)“極值來(lái)更新自己的位置和速度；粒子本身找到的最優(yōu)解為個(gè)體極值；整個(gè)粒子群找到的最優(yōu)解為全局極值。這樣一步步迭代下去，最終滿足精度的粒子即為最優(yōu)彈道傾角值和最優(yōu)中間高度值。

假設(shè)用xi表示第i個(gè)粒子，其中d為粒子的維數(shù)，某一粒子經(jīng)歷過(guò)的最好位置表示為pi，整個(gè)粒子群體經(jīng)歷過(guò)的最好位置表示為gi，第i個(gè)粒子的速度用vi來(lái)表示。在整個(gè)迭代過(guò)程中，第i個(gè)粒子根據(jù)如下式子來(lái)更新自己的位置和速度，表示為：

vid=wivid+c1×rand()×(pid-xid)+c2×

rand()×(gid-xid)

xid=xid+vid

(17)

粒子群算法的基本流程和制導(dǎo)系統(tǒng)流程圖如圖3和圖4所示。

圖3 粒子群算法流程圖

圖4 制導(dǎo)系統(tǒng)流程圖

對(duì)于基于粒子群的高超聲速飛行器上升段閉環(huán)制導(dǎo)研究，本文選取的軌跡設(shè)計(jì)參數(shù)為[θpower,θcentre]；同時(shí)，適應(yīng)度函數(shù)是用來(lái)評(píng)價(jià)所設(shè)計(jì)軌跡的好壞，其表達(dá)式為：

(18)

式中，wQ，wq和wnz分別為熱流、動(dòng)壓以及法向過(guò)載的懲罰系數(shù)，wV和wH為任務(wù)末端的速度和高度的懲罰系數(shù)。速度允許偏差ΔV設(shè)定為100 m/s，高度允許偏差ΔH設(shè)定為500 m。同時(shí)，函數(shù)fsign定義為：

(19)

粒子群算法應(yīng)用于高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化是通過(guò)適應(yīng)度函數(shù)的計(jì)算，對(duì)所需要設(shè)計(jì)的參數(shù)進(jìn)行相應(yīng)地調(diào)整，直至全局適應(yīng)度值滿足要求為止。

4 閉環(huán)制導(dǎo)策略

當(dāng)助推器將飛行器送入指定高度后，助推器分離，開(kāi)啟自身發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)入動(dòng)力爬升階段，通過(guò)閉環(huán)制導(dǎo)策略達(dá)到預(yù)先設(shè)定的終端位置，滿足隨后巡航階段的初始高度和初始速度要求。

如圖5所示，高超聲速上升段飛行器從起始位置開(kāi)始，首先由軌跡優(yōu)化算法為飛行器實(shí)時(shí)生成一條滿足各種約束條件的最優(yōu)軌跡，并將生成的攻角控制量傳輸給飛行器，隨后飛行器的控制系統(tǒng)根據(jù)優(yōu)化出的控制量控制飛行器近似地沿著最優(yōu)軌跡運(yùn)動(dòng)。但是在飛行器實(shí)際飛行過(guò)程中下，會(huì)存在各種干擾情況，所以飛行器會(huì)在一段時(shí)間后偏離最優(yōu)軌跡，到達(dá)中所示的A點(diǎn)。

圖5 閉環(huán)制導(dǎo)原理示意圖

飛行器的慣導(dǎo)系統(tǒng)測(cè)量得到A點(diǎn)的真實(shí)狀態(tài)參數(shù)，并以當(dāng)前位置為初始位置，重新為飛行器生成一條從當(dāng)前位置A點(diǎn)到終端位置的最優(yōu)軌跡；在隨后的飛行中重復(fù)上述過(guò)程，直至飛行器滿足終端任務(wù)要求。

基于最優(yōu)軌跡優(yōu)化算法和上升段閉環(huán)制導(dǎo)的原理示意圖，現(xiàn)提出高超聲速飛行器上升段閉環(huán)制導(dǎo)的結(jié)構(gòu)框圖，如圖6所示。整個(gè)閉環(huán)制導(dǎo)結(jié)構(gòu)框圖基本包含兩個(gè)部分，分別為“最優(yōu)軌跡生成”部分和“高超聲速飛行器狀態(tài)變量反饋”部分。

圖6 閉環(huán)制導(dǎo)結(jié)構(gòu)框圖

本文所提出的高超聲速飛行器閉環(huán)制導(dǎo)方式不僅能夠?qū)崟r(shí)地根據(jù)飛行器當(dāng)前位置重新生成最優(yōu)飛行軌跡，而且能夠在飛行任務(wù)需要突然改變的情況下，重新更新任務(wù)要求(約束條件和性能指標(biāo))，為飛行器重新生成最優(yōu)軌跡。與傳統(tǒng)的制導(dǎo)系統(tǒng)不同，該閉環(huán)制導(dǎo)系統(tǒng)包含了快速軌跡優(yōu)化部分，提高了系統(tǒng)的自主性，保證高超聲速飛行器在面臨特殊環(huán)境和特殊任務(wù)時(shí)具有自主改變軌跡的能力。

5 仿真驗(yàn)證

5.1 仿真條件

首先對(duì)高超聲速飛行器模型、上升階段的初始參數(shù)以及約束條件、終端目標(biāo)進(jìn)行定義。

飛行器初始高度和初始速度：

(20)

終端高度和終端速度：

Vf=1900±100 m/s

hf=27±1km

(21)

路徑約束參數(shù)如表1所示。

表1 路徑約束條件

5.2 分析與驗(yàn)證

仿真過(guò)程分別采用開(kāi)環(huán)制導(dǎo)和閉環(huán)制導(dǎo)方法進(jìn)行分析比較。

5.2.1 開(kāi)環(huán)制導(dǎo)

根據(jù)初始位置和終端位置，使用粒子群算法為高超聲速飛行器優(yōu)化出一條最優(yōu)軌跡，優(yōu)化出的最優(yōu)軌跡參數(shù)：θpower=4.48°，Hcenter=20.078 km，將優(yōu)化出的攻角指令帶入飛行器的運(yùn)動(dòng)及動(dòng)力學(xué)方程組中，即可得到開(kāi)環(huán)制導(dǎo)方法下的飛行器實(shí)際飛行軌跡。

5.2.2 閉環(huán)制導(dǎo)

將飛行器整個(gè)飛行階段分為n個(gè)周期，在每個(gè)周期過(guò)后粒子群算法會(huì)根據(jù)飛行器當(dāng)前狀態(tài)和終端任務(wù)在線實(shí)時(shí)優(yōu)化出一條最優(yōu)軌跡，飛行器將在某些干擾下按照不斷生成的最優(yōu)軌跡飛行。

對(duì)如下閉環(huán)制導(dǎo)仿真驗(yàn)證圖中的線型進(jìn)行說(shuō)明：圖中虛線表示的是每一個(gè)飛行周期為飛行器實(shí)時(shí)生成的最優(yōu)軌跡總和；點(diǎn)線表示的是在開(kāi)環(huán)制導(dǎo)方式下的飛行器飛行真實(shí)飛行軌跡；實(shí)線表示的是飛行器在整個(gè)周期內(nèi)閉環(huán)制導(dǎo)方式下的實(shí)際飛行軌跡。

以阻力系數(shù)拉偏為例，對(duì)本文提出的閉環(huán)制導(dǎo)方法進(jìn)行驗(yàn)證，對(duì)阻力系數(shù)拉偏+10%情況進(jìn)行分析。仿真結(jié)果如圖7～12所示。

圖7 高度變化對(duì)比曲線

圖8 速度變化對(duì)比曲線

圖9 質(zhì)量變化對(duì)比曲線

圖10 動(dòng)壓變化對(duì)比曲線

圖11 熱流密度變化對(duì)比曲線

圖12 過(guò)載變化對(duì)比曲線

在阻力系數(shù)拉偏+10%的干擾情況下，分析得出：

1)采用開(kāi)環(huán)制導(dǎo)方式進(jìn)行上升段飛行時(shí)，在阻力系數(shù)增加10%的情況下，高超聲速飛行器的末端高度偏差約為140 m；而采用閉環(huán)制導(dǎo)方式，末端高度偏差為20 m，基本上與最優(yōu)軌跡高度剖面重合。

2)從速度變化曲線可以看出，開(kāi)環(huán)制導(dǎo)方式下的速度與終端任務(wù)速度偏差較大，約110 m/s，而閉環(huán)制導(dǎo)方式下的偏差為15 m/s。

3)從質(zhì)量變化曲線可以看出，在阻力系數(shù)增加10%的情況下，開(kāi)環(huán)制導(dǎo)方式下消耗的燃料比閉環(huán)制導(dǎo)方式以及最優(yōu)軌跡方式消耗的燃料少，這也會(huì)影響飛行器的飛行速度和飛行高度無(wú)法滿足要求。

4)由圖10至圖12可以看出，對(duì)于飛行過(guò)程的路徑約束，閉環(huán)制導(dǎo)方式下飛行動(dòng)壓、熱流密度和飛行過(guò)載均與最優(yōu)軌跡曲線變化趨勢(shì)一致，與最優(yōu)軌跡的偏差比開(kāi)環(huán)制導(dǎo)方式下的小，并且滿足路徑約束條件。

6 結(jié)論

本文針對(duì)高超聲速飛行器上升段的飛行狀態(tài)，提出基于粒子群算法的閉環(huán)制導(dǎo)策略，并建立了飛行器上升段的運(yùn)動(dòng)模型及約束條件模型。仿真結(jié)果表明，該閉環(huán)制導(dǎo)方法能夠采用粒子群算法，根據(jù)飛行器當(dāng)前狀態(tài)量實(shí)時(shí)在線設(shè)計(jì)最優(yōu)的飛行軌跡，以消除因?yàn)槟承└蓴_因素對(duì)飛行器飛行軌跡造成的偏差，最終達(dá)到期望的終端目標(biāo)。同時(shí)，該方法物理概念明確，高超聲速飛行器終端偏差較小。

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ResearchonClosed-loopGuidanceforHypersonicVehiclesBasedonParticleSwarm

Wang Lihao，Yang Kai，Cao Xiaobin，Wang Nizhi，Ma Fei

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China)

Hypersonic vehicle generally refers to a class of aircraft flying in the atmosphere with its Mach number greater than 5. In the process of research for hypersonic vehicle, the great long distance can be reached within short times due to its high flight speed and altitude. We need project the whole flight path in order to meet the operation plan. The most important part is the guidance problem of ascent stage. Taking X-33 aircraft model as the research object, and put forward the ascent closed-loop guidance of hypersonic vehicle based on particles swarm methods. The closed-loop guidance algorithm is called once every guidance update cycle to recalculate the optimal solution based on the current flight condition. It can correct the flight path in real time and lead the vehicle to the target location. Then simulate the reliability of this method. The result indicated that this closed-loop guidance method based on particle swarm has better accuracy, and the physical conception is specific. This method can satisfy the demand of closed-loop for the ascent of hypersonic vehicle.

hypersonic vehicle, particle swarm, objective function, closed-loop guidance

2017-04-17；

2017-05-15。

王荔豪(1991-)，男，陜西渭南人，主要從事導(dǎo)彈制導(dǎo)控制方向的研究。

1671-4598(2017)11-0091-05

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.11.024

TP3

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