針對(duì)Gauss偽譜法在處理近空間可變翼飛行器最省燃油軌跡優(yōu)化與可變小翼伸縮狀態(tài)的最優(yōu)關(guān)系等問題時(shí)存在計(jì)算量大、計(jì)算效率低下、優(yōu)化精度低等缺陷,本文提出一種改進(jìn)的多段整合優(yōu)化的高斯偽譜法的求解策略�？紤]到本文研究對(duì)象帶有可伸縮小翼的特殊性及飛行過程中聲速、密度、地球引力及發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化等因素的影響,對(duì)爬升模態(tài)進(jìn)行合理分段,建立多段優(yōu)化模型,應(yīng)用本文所提的改進(jìn)方法進(jìn)行了整體優(yōu)化仿真試驗(yàn)。通過數(shù)值仿真得到整個(gè)爬升各子段的最少耗油爬升軌跡及小翼伸縮狀態(tài)。仿真結(jié)果表明:改進(jìn)后的優(yōu)化方法在計(jì)算時(shí)長(zhǎng)、優(yōu)化精度等整體性能上得到了進(jìn)一步的提升。 

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【文章目錄】：
1 非線性最優(yōu)控制及多段軌跡優(yōu)化問題描述
    1.1 一般Gauss 偽譜法
    1.2 分段優(yōu)化問題描述
2 爬升多子段優(yōu)化模型與優(yōu)化策略建立
    2.1 近空間可變翼飛行器構(gòu)型參數(shù)
    2.2 可變翼飛行器模型建立
        1)動(dòng)力學(xué)模型:可變翼飛行器爬升段數(shù)學(xué)模型[17]為:
        2) 發(fā)動(dòng)機(jī)模型:
        3) 大氣環(huán)境模型[18]:
        4) 氣動(dòng)力模型:
    2.3 爬升各子段劃分
    2.4 爬升段約束條件
        2.4.1 邊界約束
        2.4.2 路徑約束
            1)熱流率約束:
            2)動(dòng)壓約束:
            3)過載約束:
        2.4.3 控制量與狀態(tài)量約束
        2.4.4 間斷點(diǎn)約束
    2.5 優(yōu)化指標(biāo)函數(shù)建立
    2.6 爬升多子段小翼伸縮優(yōu)化模型建立
    2.7 多段優(yōu)化策略建立
3 仿真分析
    3.1 初始條件及參數(shù)設(shè)定
    3.2 仿真結(jié)果分析
4 結(jié)論


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
[1]基于改進(jìn)Gauss偽譜法的高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)[D]. 孫勇.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012

碩士論文
[1]近空間可變翼飛行器小翼最優(yōu)伸縮策略研究[D]. 徐文螢.南京航空航天大學(xué) 2019



本文編號(hào)：3649083