隨著美國“全球快速打擊”戰(zhàn)略構(gòu)想的提出,對于高超聲速飛行器的研究已成為當今軍事研究的一個熱點。超高的飛行速度和廣闊的飛行空域是其主要特點,飛行器在飛行過程中通常會受到一定的監(jiān)視和攔截,因此在制導系統(tǒng)設(shè)計過程中需要對這些威脅進行考慮。本文在考慮傳統(tǒng)約束的基礎(chǔ)上引入了禁飛區(qū)約束,使得飛行器在飛行過程中能夠?qū)w區(qū)進行有效規(guī)避。此外,隨著研究的深入進行,高超聲速飛行器的結(jié)構(gòu)日益復雜,飛行器精確的數(shù)學模型難以獲取,且飛行過程中存在諸多的不確定性因素,因此,需要探索新的控制方法擺脫控制系統(tǒng)設(shè)計過程對精確數(shù)學模型的依賴。隨著計算機技術(shù)的發(fā)展,基于數(shù)據(jù)的控制方法成為了可能,本文以系統(tǒng)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)開展了方法研究,從而在一定程度上實現(xiàn)了不依賴精確模型的控制系統(tǒng)設(shè)計�，F(xiàn)有以高超聲速飛行器為研究對象的工作中,很少涉及對制導系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的評估工作,本文考慮高超聲速飛行器特點,以文中提出的制導控制方法為基礎(chǔ),開展性能評估工作,從而完成制導控制與評估的研究閉環(huán),對制導控制系統(tǒng)進行全方位評價。本文針對以上研究熱點和難點,以高超聲速飛行器為研究對象,開展制導控制和評估系統(tǒng)研究工作,主要包含以下幾個方面:(1)高超聲速飛行器特性分析與模型建立。構(gòu)建了高超聲速飛行器的制導系統(tǒng)模型和控制系統(tǒng)模型,并依據(jù)高超聲速再入飛行的制導任務(wù),定義了過程約束和終端約束條件。對高超聲速飛行器的特性進行了分析。特殊的飛行環(huán)境和超高的飛行速度使得高超聲速飛行器各個通道之間的耦合作用、時變特性以及強烈的非線性特性都遠比傳統(tǒng)飛行器要復雜,飛行過程中對姿態(tài)有著十分嚴格的要求。在進行數(shù)據(jù)驅(qū)動控制系統(tǒng)設(shè)計之前需要對飛行器的飛行特性進行分析。通過飛行特性的分析明確各個控制量與狀態(tài)量之間的作用機理,并記錄相互之間的隨變關(guān)系,為后續(xù)研究工作提供參考。(2)考慮禁飛區(qū)的高超聲速飛行器制導方法研究。傳統(tǒng)高超聲速飛行器制導方法設(shè)計過程中重點考慮飛行器飛行過程中的各種熱流約束以及終端狀態(tài)約束。高超聲速飛行器由于飛行空域廣,需要在飛行過程中考慮各種攔截因素的存在,即考慮禁飛區(qū),本文通過對禁飛區(qū)進行分析,首先采用改進的A*算法對禁飛區(qū)進行有效規(guī)避,設(shè)計標稱規(guī)避軌跡,引入過程約束,結(jié)合最優(yōu)控制的思想,基于飛行器的動力學方程進行推演,最終得出考慮禁飛區(qū)制導指令,完成對禁飛區(qū)的規(guī)避。(3)基于數(shù)據(jù)的高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計。通過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的相關(guān)理論來進行控制系統(tǒng)設(shè)計。通過對姿態(tài)系統(tǒng)的分析,對模型中的未建模動態(tài)進行分離,針對系統(tǒng)的未建模動態(tài)進行研究。以非線性未建模動態(tài)作為研究對象,構(gòu)建有權(quán)重和徑向基函數(shù)組成的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。采用可變滑動窗口的同步擾動隨機逼近(SPSA)的方法來進行權(quán)重估計。與傳統(tǒng)的參數(shù)求解方法相比,SPSA方法對于的參數(shù)求解更加快速。同時對于多維參數(shù)求解的情況,傳統(tǒng)的求解方法難于處理,SPSA方法求解過程不受維數(shù)的限制,能夠快速完成。且改進的SPSA方法能夠進一步提升參數(shù)計算效率滿足高超聲速飛行器快時變的要求。(4)高超聲速飛行器制導方法與控制方法分析與評估。通過對飛行器進行全面分析,對制導控制系統(tǒng)進行性能做出評價,主要考慮飛行器的模型置信度評估、制導控制系統(tǒng)評估體系建立、制導控制系統(tǒng)打分策略研究、制導控制系統(tǒng)適應(yīng)性分析等問題。(5)仿真驗證�；谏鲜龉ぷ鏖_展仿真驗證工作,建立飛行器的數(shù)學模型,構(gòu)建完備的仿真系統(tǒng),對制導控制算法效果進行驗證。通過數(shù)學仿真,說明本文所提出方法的快速性和魯棒性。本文內(nèi)容中的創(chuàng)新之處可以總結(jié)為:(1)提出了考慮禁飛區(qū)的高超聲速飛行器最優(yōu)制導方法。將高超聲速飛行過程中的禁飛區(qū)約束引入到制導指令的求解過程中,通過最優(yōu)控制的思想最終得出能夠滿足禁飛區(qū)規(guī)避需求的制導指令。(2)采用數(shù)據(jù)驅(qū)動控制的思想進行了飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計。結(jié)合飛行器特性,對非線性姿態(tài)運動方程進行分解,采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)對其中的未建模動態(tài)進行處理,在一定程度上降低了控制方法對飛行器模型的依賴程度。對現(xiàn)有的同步擾動隨機近似方法進行了改進,將改進后的方法用于控制器參數(shù)的求解,提升了參數(shù)的求解效率,同時求解過程不再受到待求解參數(shù)維數(shù)的約束。(3)提出了針對高超聲速飛行器制導控制系統(tǒng)性能的評估方法。結(jié)合制導控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)以及參數(shù)求解特點給出了具有較強針對性的系統(tǒng)性能評估方法,對制導控制系統(tǒng)進行了全方位評價與驗證。
【學位單位】：西北工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：V249;V448
【部分圖文】：

15超聲速飛行器的動態(tài)特性以及神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制飛行器動態(tài)特性的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器結(jié)構(gòu)。對法對神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器中的相關(guān)參數(shù)進行求解要求，完成控制器設(shè)計。超聲速飛行器自身動態(tài)特性與制導控制系統(tǒng)對控制系統(tǒng)性能作出全面評價。文研究內(nèi)容設(shè)計建模與仿真原型系統(tǒng)進行總結(jié)與展望。

第 3 章 考慮禁飛區(qū)的高超聲速飛行器再入最優(yōu)制導點為飛行器當前位置，V 為飛行器當前速度，wO 點為禁飛圓通過圖示可知，終端狀態(tài)可以看成是對于航跡偏角的要求，即道偏角，1 為當前位置到禁飛圓切線的方向角。根據(jù)經(jīng)驗及變量的初值，找出一條與終端狀態(tài)最為接近的彈道，從而完

圖 3-5 禁飛區(qū)重合的情況區(qū)數(shù)目較多時可能會出現(xiàn)相互重合的情況，這時采用任務(wù)需求，又能簡化處理過程。在對航跡無影響的禁飛區(qū)。飛區(qū)離飛行航跡距離較遠時，對禁飛區(qū)不予考慮，這不起作用的禁飛區(qū)。礎(chǔ)上對制導算法進行推演。以單個禁飛區(qū)的處理方法推演。這里只需重點考慮兩個禁飛圓之間的軌跡處理行修改，飛行器繞禁飛圓邊沿或者最小轉(zhuǎn)彎半徑飛行飛圓相切時飛行器沿當前方向飛行。到達下一個禁飛飛行。以此類推，完成禁飛圓之間飛行器的制導指令行器當前位置，V 為飛行器當前速度，w1O 、w2O 點分2分別為兩個禁飛圓的半徑。

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