一、自适应分类器系统及其在再入飞行器气动布局优化中的应用（论文文献综述）
柳澍暄[1]（2021）在《高超声速飞行器动力学分析与攻防对抗仿真》文中研究说明本文将翼身组合体形式的高超声速飞行器作为具体对象,对其再入过程中的轨迹优化和攻防对抗等内容进行研究。论文主要包括如下几个方面:首先介绍高超声速飞行器再入大气时的动力学模型和流体运动模型。将其视为质点,在地心赤道旋转坐标系中确定飞行器位置,利用牛顿运动学定律建立力与速度的矢量方程,之后在不同坐标系中分解得到标量方程;忽略地球自转和科里奥利力的影响,推导出苏式坐标系中质心动力学模型。介绍了飞行器最重要的飞行轨迹与系统约束条件,建立流动控制方程,为计算空气动力学数值仿真提供理论基础。分析高超声速飞行器再入滑翔段的特点,基于Fluent对其再入滑翔段进行气动仿真,获得了相关的气动参数。分别建立单变量气动系数模型和双变量气动系数模型,将其用于后续的仿真试验。介绍了高斯伪谱法将多区间连续动态轨迹优化问题转化为非线性规划问题的基本框架。利用GPOPS工具箱,考虑高超声速飞行器再入时不同初始再入航迹角和马赫数对飞行距离的影响。分析了对于高超声速武器拦截的机理和攻防对抗影响因素。然后分别从高超声速武器攻击和拦截弹拦截的角度进行仿真,定量的分析评估高超声速飞行器武器对抗反导拦截系统的攻击能力,验证在不同横向机动能力下的攻击效能;从拦截弹末制导角度出发,设计拦截仿真场景,进行蒙特卡洛仿真来得出相应的结论。
邵会兵[2]（2020）在《滑翔飞行器滑翔能力智能预示与多约束制导研究》文中提出高超声速远程滑翔飞行器具有飞行速度快、飞行空域广、飞行环境复杂的特点。一方面,为对抗日臻完善的导弹防御系统,高超声速远程滑翔飞行器需要具有对威胁区和拦截网进行规避、对拦截弹和探测网有效突防以及为满足制导或侦察需要经由特定区域等能力,同时,面对瞬息万变的战场态势,飞行器任务规划及弹道规划的时空复杂度急剧增加,对弹道规划与制导提出更高要求。本文针对滑翔飞行器再入中段和末段飞行过程中的气动参数辨识、滑翔航程在线预测、基于绕飞航程预测的规避决策、拦截弹制导律辨识及中段突防制导、末段多约束弹道规划与制导等问题,结合智能方法与技术,对滑翔飞行器滑翔能力智能预示与多约束制导技术开展了研究,主要研究内容包括:针对滑翔飞行器的气动模型辨识问题,研究对实测飞行试验数据的离线辨识、利用实测飞行数据进行修正的辨识方法。在建立气动辨识基本模型的基础上,结合气动模型的高维非线性强耦合特点,开展基于神经网络的智能气动参数辨识方法研究,分析神经网络的构建和快速训练方法。利用实测飞行数据进行修正,研究对气动插值表非试验点的推广修正方法,对于气动插值表中其他节点的气动参数,根据与各试验点变量的关系进行线性插值修正。对节点间隔进行加密插值扩充,作为神经网络的训练样本,经过多隐层BP神经网络训练得到修正后的气动参数神经网络。再入滑翔飞行器速度快、机动能力强,在实际作战过程中机动复杂剧烈,飞行状态高动态变化。在进行飞行器机动任务或指令规划时,需要对飞行器状态能否到达给定终端状态进行分析。通过将离线优化的高精度与在线预测的快速性相结合,本文选取当前飞行状态、末端状态、气动参数偏差等关键状态变量作为样本输入,采用hp-自适应Gauss伪谱法计算飞行器剩余最大滑翔航程获得样本。针对滑翔航程预测问题的高维多变量输入特点,采用深度置信网络进行滑翔航程预测,通过无监督贪婪预训练提取高维输入间特征,为全局有监督训练提供更好网络初值,以提高收敛速率并防止过拟合,仿真结果表明该方法具有较高的效率和高维非线性拟合精度。滑翔飞行器中段滑翔飞行中面临较为复杂的战场环境,不确定威胁区和突发威胁等因素提高了中段规避飞行的难度。传统针对威胁区的在线规避方法会造成过多的能量损失,甚至无法完成打击任务。为形成满足任务约束的多威胁区规避弹道,离线根据威胁判定及弹道约束计算所需绕飞航程,训练绕飞航程预测网络以实现绕飞航程的快速在线估计。由于样本输入量较多,采用深度置信网络通过预训练提高收敛速度。结合滑翔航程预示网络的最大航程能力,判断规避路径的任务可行性。在滑翔航程不足以绕飞全部威胁区的情况下,选择突防低威胁等级地区进行规避决策,形成的弹道满足任务要求。滑翔飞行器在滑翔能力不足以绕飞全部威胁区时,需要对某威胁区发射的拦截弹进行突防。选取不同拦截弹制导律系数获得追逃过程实时量测数据样本,结合制导律辨识问题的特点,采用具有较强时间序列分析能力的循环神经网络分析量测数据的时序关系,并采用卷积神经网络提取高维量测量输入的深层特征,构建由量测数据到拦截弹制导律及系数映射的制导律辨识网络,有效提升对拦截弹制导系数辨识的收敛速度和求解效率。进一步基于辨识得到的拦截弹制导律参数,通过最优控制理论推导获得飞行器单边最优突防指令,有效提升了突防效能。滑翔飞行器末段飞行时空复杂度高、不确定性强、约束多,给弹道规划与制导算法带来了较大的建模和求解难度。为增大末段机动范围并提高弹道规划效率,本文提出了一种利用深度置信网络预测末段机动能力、设计经由点状态实现末段大包络多约束智能弹道规划的方法。结合深度置信网络中提取高维输入变量特征的无监督预训练和全局微调的有监督训练,得到具有更快收敛速度的末段机动能力预测网络,用于给出经由点速度的上下限,快速判定经由点状态的可行性;通过经由点状态智能设计,扩大弹道机动包络;通过设计三角函数型弹目视线角及机动弹道最优末制导律实现摆动机动形式的末段打击弹道,并调节机动频率以满足速度约束,提升末段突防效能。论文探索了人工智能方法在滑翔飞行器弹道规划与制导上的应用,研究成果对滑翔飞行器的总体设计与先进制导方案有一定的借鉴意义。
黄俊[3]（2020）在《先进飞行器轨迹的全程最优控制方法研究》文中研究说明各类践行钱学森轨迹的先进飞行器涌现,轨迹优化以最大化飞行器航程成为了先进飞行器研究的重要环节。轨迹全程计算方法研究对先进飞行器总体设计中的全局轨迹预测,具有全局物理空间寻优能力、轨迹全航程最优化、发动机模态切换状态优化等重要的物理意义和实用价值。与轨迹分段研究的现状不同,本文关注轨迹全程计算面临的速度域大、空域大、机动强、气动不连续等新特性,研究轨迹全程计算的最优控制方法。调研轨迹计算相关方法的发现,伪谱法在寻优能力、收敛速度、应用范围等方面具有良好优势。因此本文基于伪谱理论对照轨迹全程计算特点发展网格自适应伪谱法;并建立典型先进飞行器模型,分场景研究全程计算的最优控制方法。具体研究内容如下:1.研究伪谱法理论及其适用性。通过理论分析和算例论证研究,建立以系统变量连续特点划分的伪谱法适用规则,形成全文方法研究的理论基础。2.提出一种改进后的pk伪谱法。针对速度域大、空域大、机动强轨迹面临的变量曲线起伏多、表达难问题,基于优化分段位置而减少配点达到同等微分逼近度的理论,提出了一种pk伪谱法。设计与hp和ph伪谱法对比的实验,论证了 pk伪谱法在配点数、多项式分段数、收敛特点、计算效率方面的优势。3.构建了两种典型气动外形的先进飞行器模型。针对轨迹全程计算的依赖数据需求,参照俄美公开文献,构建了极具代表性的、分别与Kinzhal和X-51A相似的、幂次旋成前缘轴对称体和乘波前缘升力体的两种典型模型,作为轨迹全程计算的方法研究对象。4.非定态定时链接的不连续系统动态轨迹全程研究。基于Kinzhal相似模型,构建出非定态定时链接的不连续系统动态轨迹全程计算场景。针对不连续系统动态,发展了约束继承的网格自适应结点伪谱法。通过实验论证该轨迹全程计算方法的可行性、收敛性、局部寻优能力和全局最优性;且证明了 pk伪谱法在求解效率上的优势。5.定态非定时和非定态非定时链接的不连续系统动态轨迹全程研究。基于X-51A相似模型,构建了两种新的轨迹全程计算场景。通过算例仿真,在定态非定时和非定态非定时链接的两种不连续系统动态轨迹场景上,拓展论证了 pk伪谱法的全程计算普适性。综上研究,本文解决了轨迹全程计算所面临的轨迹表达复杂、系统动态不连续难题。同时获得结论如下:（1）相比轨迹分段计算,建立的轨迹全程计算方法具有无需预设分段、同等解精度、同等局部寻优能力、全局更优的优点;（2）对于时间与变量值域大的最优控制问题,pk伪谱法能够更有效地加密网格,减少优化时间;（3）对于轨迹全程计算,pk伪谱法能够普适地应用于不连续系统动态间链接状态与时间不定的组合场景下的问题。
彭悟宇[4]（2019）在《高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究》文中进行了进一步梳理日益复杂的世界局势对飞行器的性能及任务形式提出了新的需求,基于各国在高超声速飞行器攻防领域的大量投入和激烈角逐,为了在竞争中争取有利地位,势必需要新思想新概念的引入来促进相关领域的研究进展。智能变形飞行器概念及高超声速飞行器概念作为重要非对称手段得到了世界各国的重点关注,在此背景下,本文主要针对变形飞行器技术和高超声速飞行器技术的交叉融合进行了初步的探讨,系统地开展了变形技术应用于高超声速飞行器的相关研究。首先分析和梳理了变形飞行器在高超声速范围下的应用前景。结合典型弹道特征对目前高超声速飞行器可能存在的不足及变形飞行器的潜在应用进行了介绍。引入了下表面可变型的乘波体概念并对其变形幅度、变形面积等性质进行了分析,验证其下表面变形的可行性。随后,对文中用于气动分析及优化的计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）数值仿真模型进行了介绍,包括用于优化过程气动特性分析的基于欧拉（Euler）方程的无粘流场仿真+工程粘性修正和用于流场分析的基于纳维-斯托克斯（Navier-Stokes,N-S）方程的粘性流场仿真方法。结合某高超声速带翼细长体飞行器试验模型从精度及效率两方面对流场仿真方法进行了验证并对文中组合体和融合体基准外形分别进行了网格收敛性分析。针对气动外形设计中流场仿真耗时长的特点,通过引入代理模型优化方法来减小计算开销,提高优化效率。介绍了基于分解的多目标进化算法（Multi Objective Evolutionary Algorithms based on Decomposition,MOEA/D）及基于Kriging代理模型的序列迭代优化方法,在此基础上,发展了基于MOEA/D的考虑约束的代理模型优化方法,在考虑局部搜索和全局探索的基础上,将可行性概率也作为优化目标,采用MOEA/D进行三目标的优化,在三目标优化前沿（Pareto Front,PF）上选择多个候选点对代理模型进行多点加点优化,通过将可行性概率最大作为优化目标,使得优化过程能更好的找到可行区域的边界,同时结合局部搜索和全局探索的能力,使得求解带约束的优化问题更具效率。基于上述理论分析方法,针对目前应用最为广泛的伸缩、变后掠、折叠变形模式进行了高超声速组合体变形飞行器变形方案设计及评估,对不同变形模式下的升阻比、翼面效率、静稳定性和舵面效率进行了对比分析。以滑翔段射程及翼前缘总吸热量为目标,采用MOEA/D方法对三种变形模式的两级变形飞行器进行了多目标轨迹优化,研究了常见的翼面变形模式在高超声速环境带来的性能增益,结果显示变后掠翼变形模式在高超声速范围内具备更优的综合性能。最后,对基于下表面变形的融合体飞行器进行了气动外形优化设计,建立了一种基于考虑载荷尺寸约束的气动外形优化方法。在参数化模型建立中,结合解析方法和固支三次样条曲线,建立参数化模型并实现载荷尺寸的约束判定修正,通过基于MOEA/D的多点加点序列迭代方法进行优化。结果显示上述方法优化得到的外形与以容积率为目标之一的多目标优化相比,更能满足载荷特定的尺寸约束,有效容积更高,更具工程实用价值。基于优化后基准外形,对融合体变形飞行器的设计方法展开研究,以参数化模型轴向控制截面的迎风面样条曲线线型变化来完成下表面变形。以变形控制参数为优化设计变量,分别对不同飞行工况下的升阻比最优外形进行优化设计。同时以末端机动下压为背景,对固定攻角下俯仰力矩最大外形进行了初步的优化设计,探索了通过下表面变形实现俯仰机动控制的可行性,并基于上述研究内容提出了面向融合体外形的高超声速变形飞行器的气动外形优化设计框架。总之,论文针对变形技术应用于高超声速飞行器中可能存在的问题,从应用需求分析入手,对气动性能分析及变形方案设计、多目标轨迹优化及耗时约束代理模型优化方法等方面展开了研究,对未来高超声速变形飞行器的设计研究提供了一些有益参考。
李正楠[5]（2019）在《滑翔式飞行器机动突防轨迹规划与制导方法研究》文中研究表明高超声速滑翔式飞行器结合了飞航导弹和弹道导弹的技术优点,其高升阻比气动外形使它在滑翔飞行段具备大范围机动能力。在不断发展的防御武器威胁下,需要开展高超声速滑翔式飞行器机动突防相关研究。再入滑翔阶段是面临防御武器威胁的主要阶段,也是区别于弹道式武器突防的主要阶段。本文主要从高超声速滑翔式飞行器在再入滑翔段面向突防的轨迹规划、制导方法以及机动突防方法三个方面开展研究。主要研究内容和研究结果如下:1.研究了高超声速滑翔式飞行器再入轨迹规划方法。针对飞行器抵达目标位置的轨迹优化问题,在传统伪谱法基础上提出了结合多样性初值策略的伪谱法,该方法增大了获得可行解的概率,从多个可行解择优作为优化结果;考虑伪谱法求解过程存在结果不收敛、不可行的可能,研究了结合控制向量参数化方法和目标轨迹设计方法的目标轨迹优化方法,避免了无法抵达目标位置的飞行器轨迹的计算消耗。针对飞行器抵达目标位置的轨迹设计问题,提出了应用控制量解耦变换和滑模控制方法的快速轨迹设计方法;研究了结合李导数运算和序列二次规划方法,考虑攻角、倾侧角变化率约束的轨迹设计方法。2.研究了飞行器基于再入标准轨迹的跟踪制导方法。针对标准轨迹位置跟踪的制导问题,提出了基于完整再入运动模型和航路点,应用控制量解耦和滑模控制方法的标准轨迹跟踪制导方法。针对标准轨迹的全状态跟踪的制导问题,提出了应用伪线性化方法和序列二次规划方法的标准轨迹全状态变量跟踪制导方法。针对抵达时间调整问题,提出了应用李导数运算和序列二次规划方法的高超声速滑翔式飞行器抵达时间调整方法,为后续多飞行器协同突防奠定了基础。3.研究了高超声速滑翔式飞行器机动突防方法。研究了应用伪谱法的防御区能否规避的判断方法,并针对防御区能否规避提出了相应的突防策略。针对无法规避防御区的机动突防问题,考虑通用PPN制导拦截模型,应用李导数运算和优化方法,研究了通用模型下的机动突防方法,并进一步应用于高超声速滑翔式飞行器机动突防。4.高超声速滑翔式飞行器机动突防三维仿真。基于三维可视化仿真平台,考虑防御区的不同情况,应用轨迹规划方法、制导方法、机动突防方法,分别对高超声速滑翔式飞行器的可规避防御区的大范围机动绕飞突防、不可规避防御区机动突防以及多飞行器协同突防进行了三维可视化仿真。对携带脉冲推进发动机的高超声速滑翔式飞行器对不可规避防御区的机动突防进行了分析和三维可视化仿真。
高嘉时[6]（2019）在《升力式再入飞行器轨迹优化与制导方法研究》文中提出升力式飞行器是一类具有大升阻比、强机动能力、内部体积利用率高、大攻角下气动特性良好的飞行器,随着空天领域技术的发展,升力式飞行器在未来军事、政治和经济中将发挥重要的战略作用。再入段是升力式飞行器由外太空重新进入天体大气层的过程,是轨迹规划与制导中的研究重点,本文以此为研究对象,针对再入段轨迹优化与制导所面临的瓶颈问题,从以下几方面开展研究:在一定的假设下,根据飞行器再入段的运动学和动力学方程,建立再入段飞行器三自由度质心运动模型和大气环境模型,并针对指定飞行器进行气动特性分析;以此为基础,开展后续轨迹优化与制导的研究。针对传统的轨迹优化算法在快速性、收敛性上的瓶颈,设计了一种用于在线轨迹优化的凸优化方法,原始的轨迹优化问题为非线性最优控制问题,为将其凸化为二阶锥规划（SOCP）问题,分别从运动方程、性能指标、过程约束、问题离散化几个方面分别进行凸化处理,并通过原对偶内点法对处理后的凸问题进行求解。为验证该轨迹优化算法在快速性、收敛精度等方面的性能,本文基于再入飞行器模型,采用该方法分别求解最短时间和最小航程下的轨迹优化问题,仿真结果表明了该方法的有效性以及工程应用上的可行性。针对再入轨迹优化过程中,多数算法对建模依赖性强,导致在模型建立存在偏差或者扰动下的任务适应性较差的问题,本文提出了一种结合强化学习与神经网络的轨迹优化智能决策算法。传统的轨迹优化算法多通过数值方法求解控制量,在本文提出的方法中,针对飞行器所处的状态,由神经网络映射出动作值作为控制量,并通过状态转移所带来的奖励,利用强化学习的训练机制,对神经网络进行训练;文中基于再入飞行器模型,采用该方法求解满足过程约束和终端约束的可行轨道,验证了该方法的可行性;随着计算机计算性能与对智能化决策系统需求的提高,这一方法在轨迹优化这类复杂连续控制问题将会有更好的应用前景。针对制导系统对实时性和收敛性需求的提升,设计了一种基于二次约束二次规划（QCQP）问题的再入制导方法。该制导方法以对参考轨迹的跟踪误差与终端落点误差作为优化性能指标并对约束进行凸化处理,将制导问题原始形式对应的非线性最优控制问题转化为QCQP问题,采用内点法在多项式时间复杂度下对问题进行快速解决,获得最优制导律。文中为验证算法的有效性,分别在初始状态偏差、气动参数偏差、大气密度偏差干扰下进行制导仿真验证。最后对全文进行了总结,并指出了本文的创新点和存在的问题,为今后的进一步研究指明方向。
卓琳人[7]（2019）在《滑翔式再入飞行器轨迹优化与制导方法研究》文中提出滑翔式再入飞行器具有灵活机动、远程打击和快速响应等优秀的能力,具有不可限量的军事、政治和经济价值,一直是全球瞩目的焦点和学界关注的热点,引领着世界航空航天领域的发展方向。本文围绕滑翔式飞行器的再入轨迹优化与制导问题展开学习和研究,主要完成了以下工作:本文选取滑翔式再入飞行器作为研究对象,针对再入飞行过程建立了滑翔式再入飞行器的三自由度运动模型;同时对物理量进行归一化处理,消除各个物理量之间因不同量纲带来的影响;根据过程约束和准平衡滑翔条件,设计了再入走廊,对飞行过程中的大气环境与飞行器的气动参数进行了建模和分析。采用基于多重打靶法和粒子群的再入轨迹优化算法。采用多重打靶法对再入飞行段进行参数化的转化,然后采用粒子群算法对转换后的非线性规划问题进行优化。同时引入距离量度方法平衡目标函数和约束条件之间的关系,引入非支配集方法利用非支配集合和不相关集合判定粒子的优劣。多组仿真试验在不同飞行任务需求下求解了满足多种约束且性能指标精度较高的再入轨迹,表明算法的可行性与有效性。采用基于准平衡滑翔条件补偿和罚函数的数值预测校正的再入制导算法。采用数值预测校正制导算法对再入飞行过程中的纵向平面进行制导,针对固定终端剩余航程的飞行任务,合理地设计了误差函数,采用高斯牛顿法,结合飞行器的特性,获得了超线性的算法收敛速度。设计了航向角偏差走廊,用于限制横向平面的运动,实现横向制导。对于过程约束或者其他可以表示为矢径与速度函数的约束,引入罚因子并做平滑处理,得到严格满足约束条件的制导轨迹。利用准平衡滑翔条件生成补偿因子,消除了初始下降段后产生长周期振荡现象。通过初始条件偏差和气动参数拉偏的多组蒙特卡洛打靶仿真试验,验证了算法稳定可靠的收敛性与鲁棒性。采用基于差分进化算法的LQR再入轨迹跟踪制导。采用线性二次型调节器生成闭环系统的反馈增益,实现参考轨迹的跟踪;采用差分进化算法优化二次型性能指标泛函中的加权系数,获得更优良的跟踪效果,相比于传统经验法则的加权系数选取,随机性算法优化的结果更具适用性与可移植性;多种偏差条件下的蒙特卡洛仿真结果表明了算法的可行性与鲁棒性。
黎旭[8]（2018）在《代理模型技术及其在飞行器可靠性优化中的应用研究》文中认为随着航空航天和计算机技术的发展,飞行器设计中的分析模型越来越精细,各种不确定因素在设计中也被加以量化。为了得到更加可靠且性能优异的设计方案,设计者开始逐渐关注基于可靠性的优化（Reliability-Based Optimization,RBO）方法。然而,当面对复杂耗时的学科分析模型时,可靠性优化中相互嵌套的可靠性分析和优化过程使得问题求解面临巨大的挑战。本文针对复杂耗时模型在可靠性优化过程中分析、可靠性分析和优化过程三方面计算量大的问题,采用代理模型技术减少耗时模型评估次数、提高计算效率,主要研究内容及创新成果如下:（1）提出一种基于协同径向基函数（Cooperative Radial Basis Function,Co-RBF）的变复杂度模型,减少了构建全局代理模型时所需的高精度样本数量。Co-RBF利用径向基函数和低精度模型作为基函数,构造了融合高低精度模型信息的变复杂模型,并通过交叉验证对模型参数进行优化。通过数值和工程算例将Co-RBF与其它已有变复杂度方法进行了对比,验证了所提方法的可行性和高效性。（2）提出一种基于混合增点和区间缩减的序贯代理模型优化算法（Sequential Surrogate Based Optimization,SSBO）,降低了全局优化过程对耗时模型的评估次数。针对梯度优化算法快速但全局搜索能力弱,启发式算法全局搜索能力强但收敛速度慢的问题,利用代理模型代替原始的目标和约束函数采用全局优化算法进行优化,并轮换地利用不同的增点准则寻找可能的包含全局最优点的区域进行增点,重复对代理模型进行更新直至满足终止条件。采用的增点准则具有全局和局部增点的特性,因此所提方法具有较强的全局搜索能力和较快的局部收敛速度。数值和工程算例表明,所提方法对于局部最优点较多的多峰问题也能快速收敛到全局最优点;同现有的全局优化算法、局部优化算法和基于代理模型的同类优化算法相比,在全局收敛性和收敛速度上都具有一定优势。（3）提出一种基于RBF的序贯代理模型可靠性分析方法（Sequential Surrogate Reliability Method,SSRM）,降低了可靠性分析过程中耗时模型的评估次数。SSRM利用序贯方法构建面向极限状态函数的RBF代理模型,通过约束优化方法寻找代理模型在极限状态函数失效边界附近且失效概率较大的样本点,提高代理模型在局部重要区域的精度。然后对极限状态函数的代理模型进行蒙特卡罗仿真获得失效概率,重复增点和蒙特卡罗仿真过程直到算法满足终止条件。通过数值算例和工程算例与已有可靠性方法进行了对比,验证了所提方法的精度和效率。（4）提出一种基于蒙特卡罗（Monte Carlo Simulation,MCS）约束边界平移的序贯代理模型可靠性优化方法（Sequential Surrogate Reliability-Based Optimization,SSRBO）,综合运用代理模型技术降低可靠性优化中可靠性分析和优化过程的计算量。SSRBO主要分为三个步骤:第一步通过试验设计抽样并构建目标和约束的初始代理模型;第二步通过确定性优化方法的增点准则在确定性最优点附近增加样本点,分别建立目标和约束函数的局部代理模型;第三步对约束函数的代理模型进行蒙特卡罗仿真,通过仿真样本点拟合出逆累计概率密度函数,进一步通过可靠度和逆累计概率密度函数获得约束边界平移量,再对约束平移后的优化问题进行求解,重复这一过程直到平移量收敛。SSRBO能够大量减少耗时模型的评估次数,将计算量转移到计算相对快速的代理模型优化和蒙特卡罗仿真中。通过数值算例验证了算法在计算效率和精度上的优势。（5）将提出的方法应用到亚轨道飞行器的多学科可靠性设计优化问题中。首先分析亚轨道飞行器返回任务,建立了多学科设计问题的基准方案及学科模型,然后在基准方案的基础上进行了确定性优化,接着在对约束影响较大的设计变量中引入不确定性并在最优点处进行可靠性分析,最后分别进行了基于安全因子和SSRBO的可靠性优化。通过对基准方案、确定性优化方案、基于安全因子的可靠性优化和SSRBO的优化结果的对比和分析,验证了所提方法在工程应用中的有效性。论文针对复杂耗时模型的可靠性优化计算量大的问题,研究了代理模型从不同角度降低计算量的方法,包括代理模型在变复杂度模型、可靠性分析、全局优化和可靠性优化中的应用,并将所提方法应用到亚轨道飞行器的多学科可靠性优化问题中,为可靠性优化的发展和提高飞行器可靠性设计水平奠定了一定基础。
余磊[9]（2018）在《可重复使用运载器再入段制导技术研究》文中研究说明重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle,简称RLV）初期再入段是再入过程的第一个阶段,该阶段飞行环境复杂,过程约束条件严苛,同时末端窗口范围较窄,对再入制导提出了较高的要求。本文以样例RLV为研究对象,参考航天飞机的再入制导方法,以工程化为目标研究初期再入段的制导技术。本文首先建立了RLV的三自由度质点运动模型,并对其升阻比特性和再入约束特性进行了分析。接着将再入过程的约束指标转化为阻力加速度剖面对应的再入走廊,根据约束指标的变化特点将再入段轨迹分为温控段、常值阻力段和过渡段,并分段进行了轨迹设计。在获得阻力加速度剖面后,根据剖面的解析式推导得到轨迹制导参数的在线计算公式,并在此基础上设计了能够跟踪动态阻力加速度剖面的跟踪制导律,结合横侧向制导策略得到了轨迹跟踪制导策略。在实现轨迹跟踪制导策略的基础上,对跟踪标称轨迹时的航程偏差来源进行了详细分析,并给出了待飞距预测方法,使用迭代调整再入剖面的方法实现了基于待飞距预测的航程修正策略。获得完整的再入制导策略后,本文在C语言环境中建立了三自由度集成仿真环境,将制导策略在集成仿真环境中进行工程化实现,对制导策略进行了综合仿真验证和评估。最后在集成仿真环境中的评估结果表明,本文所设计实现的再入制导策略能够以较高的精度引导RLV安全进入末端能量管理段窗口,而且可以适应设计指标所要求的不确定性和初始状态偏差,充分发挥了飞行器在再入过程中的制导能力,完成了设计目标。
李正洲[10]（2018）在《考虑操稳特性的有翼再入飞行器总体多学科设计优化》文中认为有翼再入飞行器是现阶段天地往返飞行器研究发展的重点,当前世界主要航天大国普遍都开展对有翼再入飞行器设计技术的研究,但该课题的研究仍然存在技术难度高、涉及学科多、学科耦合性强、研制周期长等问题。为了能有效地缩短有翼再入飞行器总体设计周期,提高设计方案的质量,本文通过总体多学科设计优化手段,研究有翼再入飞行器总体快速设计、分析和优化技术。研究工作主要包括如下几个方面:（1）多学科专业模块开发:（1）研究和发展了一种自动化程度高、计算速度快、稳健性较强的面向全空域、全速域的气动力快速预测方法,并开发了相应的气动力快速预测程序。该程序能够作为有翼再入飞行器的气动力预测、外形选型设计的工具;（2）建立了高超声速飞行器在连续流、自由分子流以及过渡流的气动热环境快速预测方法,算例验证表明该方法具备与飞行试验数据、风洞试验数据和CFD计算结果的一致性,能够用于大攻角、高速再入飞行器的气动加热预测;（3）基于气动热预测结果,通过集成热防护材料数据库,构建了一种高超声速飞行器整机的热防护系统自动化设计方法,实现对飞行器整机热防护系统的设计和优化;（4）将气动力快速预测方法与飞行器“准定常运动”相结合,发展了一种面向总体设计的高速飞行器动态稳定性导数的快速预测和辨识方法,建立了对有翼再入飞行器的稳定性、操纵性的分析方法和耦合偏离判据;（5）建立了再入轨迹的设计优化方法,该方法能够根据有翼再入飞行器的再入走廊约束,实现运动方程的数值求解与优化理论的有效结合,获得满足精度要求的再入轨迹优化结果。（2）根据有翼再入飞行器的总体设计原则和目标,分析了各专业模块的输入/输出以及模块之间的耦合关系,建立了对有翼再入飞行器这类新型飞行器的多学科设计优化方法,针对有翼再入飞行器技术特点,通过集成包括几何参数化建模、全空域/全速域气动力估算、气动热与热防护、操稳性能评估、再入轨迹优化、重量估算等在内的多学科专业模块,建立了考虑操稳特性的有翼再入飞行器多学科设计优化方法,开发了相应的设计优化集成系统,为有翼再入飞行器提供了有效的总体设计方法和工具。（3）根据发展的总体多学科设计优化方法,应用建立的设计优化集成系统,对类X-37B飞行器进行了考虑操稳约束的再入轨迹、操稳、气动、气动热、热防护等多学科设计优化;针对气动辅助轨道转移飞行器这种特殊的有翼再入飞行器,对同面气动辅助变轨问题进行了研究,分析了节约能量的指标,设计出了满足同面气动辅助变轨最优控制的飞行器。上述两个“考虑操稳约束的有翼再入飞行器多学科设计优化示例”验证了本文多学科设计优化方法的可行性和集成平台的鲁棒性。本文建立的多学科设计优化方法可用于有翼再入飞行器总体设计;相关设计示例揭示了相关设计参数对多学科设计优化目标的敏感性特征,研究结论可为同类飞行器的设计提供参考。
二、自适应分类器系统及其在再入飞行器气动布局优化中的应用（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、自适应分类器系统及其在再入飞行器气动布局优化中的应用（论文提纲范文）
（1）高超声速飞行器动力学分析与攻防对抗仿真（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景 |
| 1.2 课题研究的目的和意义 |
| 1.3 国内外研究现状及分析 |
| 1.3.1 高超声速飞行器国内外研究现状 |
| 1.3.2 气动仿真的国内外研究现状 |
| 1.3.3 轨迹优化的国内外研究现状 |
| 1.3.4 对高超声速武器拦截及攻防对抗的国内外研究现状 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第2章 临近空间飞行器再入运动模型分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 临近空间飞行器坐标系建立及转换关系 |
| 2.2.1 常用坐标系定义 |
| 2.2.2 坐标系变换关系 |
| 2.3 临近空间飞行器再入运动模型 |
| 2.4 轨迹优化约束条件 |
| 2.4.1 过程约束 |
| 2.4.2 控制约束和终端状态约束 |
| 2.5 流动控制方程 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 基于Fluent的物理建模与仿真分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 飞行器的物理建模与网格划分 |
| 3.3 FLUENT相关参数设置 |
| 3.4 仿真结果分析 |
| 3.4.1 非线性最小二乘辨识 |
| 3.4.2 单变量气动系数模型 |
| 3.4.3 双变量气动系数模型 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 基于高斯伪谱法的轨迹优化与仿真实现 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 最优化问题 |
| 4.3 伪谱法基本原理 |
| 4.4 仿真结果分析 |
| 4.4.1 横向飞行距离最大轨迹优化 |
| 4.4.2 纵向飞行距离最大轨迹优化 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 高超声速飞行器攻防对抗仿真 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 拦截弹有效拦截影响因素与性能需求 |
| 5.2.1 拦截弹有效拦截影响因素 |
| 5.2.2 拦截弹性能需求分析 |
| 5.3 高超声速飞行器攻击与拦截能力分析仿真 |
| 5.3.1 高超声速武器攻击能力分析 |
| 5.3.2 反导系统拦截能力分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（2）滑翔飞行器滑翔能力智能预示与多约束制导研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及目的意义 |
| 1.2 国内外研究现状及分析 |
| 1.2.1 滑翔飞行器发展现状及分析 |
| 1.2.2 人工智能及神经网络技术发展现状及分析 |
| 1.2.3 飞行器智能弹道规划与制导技术发展现状及分析 |
| 1.3 论文的组织结构与主要研究内容 |
| 1.3.1 本文的组织结构 |
| 1.3.2 本文的主要研究内容 |
| 第2章 滑翔飞行器气动参数辨识 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基于实测弹道数据的气动参数离线辨识 |
| 2.2.1 基于有限实测弹道的气动参数离线辨识与修正 |
| 2.2.2 气动参数辨识所用模型 |
| 2.2.3 气动参数辨识极大似然估计准则 |
| 2.3 基于推广气动插值表模型的神经网络训练 |
| 2.3.1 对气动插值表非试验点的推广修正 |
| 2.3.2 对修正后气动模型神经网络的训练 |
| 2.4 气动参数辨识仿真分析 |
| 2.4.1 飞行器参数及仿真条件设置 |
| 2.4.2 基于实测弹道的气动参数辨识分析 |
| 2.4.3 气动模型的推广修正与神经网络训练分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 基于深度置信网络的滑翔航程在线预测 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 神经网络样本库的构建 |
| 3.2.1 输入变量及输出变量 |
| 3.2.2 基于弹道优化的样本库建立 |
| 3.3 基于多层感知机的滑翔航程在线预测 |
| 3.3.1 多层感知机结构设计 |
| 3.3.2 基于L-M的弹性反向传播训练方法 |
| 3.4 基于深度置信网络的滑翔航程在线预测 |
| 3.4.1 深度置信网络结构设计 |
| 3.4.2 无监督预训练及全局有监督微调 |
| 3.4.3 滑翔航程预示深度置信网络参数设计 |
| 3.5 基于深度置信网络的滑翔航程在线预测仿真 |
| 3.5.1 滑翔航程预示样本库的构建 |
| 3.5.2 神经网络滑翔航程预示仿真结果 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 考虑威胁区的滑翔飞行器智能规避决策 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 威胁区等级判定 |
| 4.2.1 威胁判定流程 |
| 4.2.2 威胁元素建模及威胁等级判定 |
| 4.3 航程预测网络样本库构建 |
| 4.3.1 机动弹道规划建模 |
| 4.3.2 启发式A*规划算法研究 |
| 4.3.3 样本构建流程 |
| 4.4 基于绕飞航程预测神经网络的规避决策 |
| 4.5 绕飞航程智能预测及威胁区规避决策仿真 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 基于拦截制导律智能辨识的中段最优突防制导 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 制导律辨识问题建模 |
| 5.3 基于交互式多模型自适应滤波的制导参数辨识方法 |
| 5.4 基于循环卷积神经网络的拦截弹制导律系数智能辨识 |
| 5.4.1 样本构建 |
| 5.4.2 循环卷积制导律系数辨识网络设计 |
| 5.4.3 基于制导参数辨识结果的最优突防制导律 |
| 5.5 针对高机动拦截威胁的中段智能突防仿真 |
| 5.5.1 制导律辨识仿真分析 |
| 5.5.2 单边最优突防仿真分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 末段多约束智能弹道规划与制导 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 末段机动能力智能预测 |
| 6.2.1 输入变量及输出变量 |
| 6.2.2 样本的生成 |
| 6.3 末段多约束弹道规划 |
| 6.3.1 经由点协调规划 |
| 6.3.2 三角函数型机动弹道规划 |
| 6.3.3 机动弹道最优制导律设计 |
| 6.4 末段宽域多约束智能弹道规划与制导仿真 |
| 6.4.1 机动能力预测样本库构建 |
| 6.4.2 机动能力预测分析 |
| 6.4.3 经由点设计及多约束制导仿真分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（3）先进飞行器轨迹的全程最优控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 先进飞行器模型的国内外发展现状 |
| 1.3 轨迹计算方法的国内外发展现状 |
| 1.4 研究内容与组织结构 |
| 第二章 伪谱法理论与适用性研究 |
| 2.1 伪谱法的发展与现状 |
| 2.2 伪谱法与最优控制问题 |
| 2.2.1 谱方法原理 |
| 2.2.2 谱方法与Bolza问题的关联 |
| 2.2.3 伪谱法的一般过程 |
| 2.3 求解的一致性与方法 |
| 2.3.1 约束松驰与离散节点数 |
| 2.3.2 结点法(knotting) |
| 2.3.3 网格自适应(mesh refinement) |
| 2.4 一致性的验证算例与分析 |
| 2.4.1 算例1电机制动最优控制问题 |
| 2.4.2 算例2两级火箭发射问题 |
| 2.4.3 算例3月球软着陆问题 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 pk网格自适应伪谱法研究 |
| 3.1 优化网格中分段位置改善微分数值求解收敛性 |
| 3.2 最优控制问题分段设计 |
| 3.3 多段最优控制问题的LGL伪谱法设计 |
| 3.4 pk自适应网格生成算法 |
| 3.4.1 网格间段的误差估计 |
| 3.4.2 网格间段上的多项式阶次估计 |
| 3.4.3 初始化结点的数量和位置 |
| 3.4.4 “p-then-k”网格自适应策略 |
| 3.5 算例分析 |
| 3.5.1 算例1:月球着陆问题 |
| 3.5.2 算例2:Hyper-Sensitive问题 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 面向控制的先进飞行器模型建模研究 |
| 4.1 Kinzhal相似飞行器(幂次旋成前缘轴对称体)建模 |
| 4.1.1 外形参数 |
| 4.1.2 气动力计算 |
| 4.1.3 数据集分析 |
| 4.1.4 气动力拟合模型 |
| 4.1.5 PRAHV纵向静稳定性分析 |
| 4.2 X-51A相似飞行器(乘波升力体)建模 |
| 4.2.1 计算模型与方法 |
| 4.2.2 增量建模方法 |
| 4.2.3 计算结果与模型建立 |
| 4.2.4 模型纵向静稳定度分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 Kinzhal相似飞行器轨迹的全程计算方法研究 |
| 5.1 Kinzhal相似飞行器的气动模型 |
| 5.2 非连续空气动力下飞行器最优轨迹问题 |
| 5.2.1 轨迹计算最优控制问题 |
| 5.2.2 PRAHV热流约束简化计算 |
| 5.3 系统动态不连续的网格自适应伪谱法 |
| 5.3.1 伪谱结点法构建非线性规划问题 |
| 5.3.2 基于约束继承网格自适的应结点伪谱法 |
| 5.3.3 ph网格自适应策略的结点伪谱法 |
| 5.3.4 pk网格自适应策略的结点伪谱法 |
| 5.4 仿真与讨论 |
| 5.4.1 ph网格策略下求解 |
| 5.4.2 pk网格策略下求解 |
| 5.4.3 ph与pk对比与讨论 |
| 5.4.4 分段解与全程解对比 |
| 5.5 本章小节 |
| 第六章 X-51A相似飞行器轨迹的计算方法研究 |
| 6.1 轨迹特点与轨迹问题建模 |
| 6.1.1 X-51A相似飞行器的气动力模型 |
| 6.1.2 建立X-51A相似飞行器的轨迹计算问题 |
| 6.2 自适应网格策略在类X51A轨迹计算中的应用 |
| 6.2.1 算例1参照X-51A的设计轨迹 |
| 6.2.2 算例2不定燃尽条件的轨迹 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 研究结论 |
| 7.2 创新点 |
| 7.3 后续工作及展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录A 英文缩略词 |
| 附录B 博士研究生期间发表的学术论文 |
| 附录C 博士研究生期间参与的科研项目 |
（4）高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 变形飞行器研究现状 |
| 1.2.1 变形飞行器早期研究及分类 |
| 1.2.2 国外变形飞行器相关研究进展 |
| 1.2.3 国内变形飞行器相关研究进展 |
| 1.3 变形飞行器研究关键技术问题 |
| 1.3.1 总体设计 |
| 1.3.2 气动外形设计及优化 |
| 1.3.3 动力学建模及控制方法 |
| 1.4 变形技术及高超声速飞行的交叉应用前景 |
| 1.5 论文的主要研究内容 |
| 第二章 高超声速飞行器变形需求分析 |
| 2.1 高超声速飞行器典型弹道特性 |
| 2.2 变形技术在高超声速环境下的应用需求 |
| 2.2.1 锥导乘波体生成方法 |
| 2.2.2 可变外形乘波体设计方法及验证 |
| 2.3 变形飞行器基准外形分析 |
| 2.3.1 组合体基准外形 |
| 2.3.2 融合体基准外形 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 气动特性分析及流场仿真数值方法 |
| 3.1 流场模型 |
| 3.2 流体动力学控制方程 |
| 3.2.1 基于Euler方程的无粘数值模拟 |
| 3.2.2 基于N-S方程的有粘数值模拟 |
| 3.3 网格划分及数值求解流程 |
| 3.3.1 边界条件 |
| 3.3.2 网格划分 |
| 3.3.3 湍流模型及粘性修正方法 |
| 3.3.4 计算方法 |
| 3.4 算例分析及精度验证 |
| 3.4.1 高超声速带翼细长体飞行器对比分析 |
| 3.4.2 组合体外形精度验证 |
| 3.4.3 融合体外形精度验证 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 考虑约束的代理模型优化方法研究 |
| 4.1 基于分解的多目标优化算法 |
| 4.1.1 基本概念 |
| 4.1.2 MOEA/D算法构造 |
| 4.1.3 算法复杂度分析 |
| 4.2 Kriging代理模型的构建 |
| 4.2.1 Kriging的概念 |
| 4.2.2 回归模型及相关函数 |
| 4.2.3 代理模型精度判定 |
| 4.3 考虑约束的代理模型优化方法 |
| 4.3.1 Kriging代理模型的加点优化方法 |
| 4.3.2 基于MOEA/D的考虑约束的代理模型优化方法 |
| 4.3.3 算例分析 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 组合体变形方案设计与评估 |
| 5.1 小展弦比机翼气动特性分析 |
| 5.1.1 展弦比对气动特性的影响 |
| 5.1.2 后掠角变化对气动特性的影响 |
| 5.2 气动热载荷特性分析 |
| 5.3 不同变形模式的方案设计 |
| 5.3.1 伸缩变形模式变形方案设计 |
| 5.3.2 变后掠变形模式变形方案设计 |
| 5.3.3 折叠变形模式变形方案设计 |
| 5.4 组合体变形飞行器性能评估 |
| 5.4.1 气动特性分析 |
| 5.4.2 操稳特性分析 |
| 5.5 结合变形特性的弹道优化问题 |
| 5.5.1 弹道及翼前缘热流计算模型 |
| 5.5.2 针对变形飞行器的弹道多目标优化问题 |
| 5.5.3 优化结果分析 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 融合体基准外形设计与优化 |
| 6.1 面向工程的融合体参数化模型 |
| 6.1.1 基准外形的建模方法及总体参数的确定 |
| 6.1.2 融合体表面曲线的多项式插值逼近 |
| 6.1.3 考虑载荷尺寸约束的迭代判定 |
| 6.2 气动特性快速分析平台 |
| 6.3 考虑载荷尺寸约束的基准融合体气动外形优化 |
| 6.3.1 优化问题 |
| 6.3.2 优化目标及设计变量 |
| 6.3.3 优化流程 |
| 6.4 优化结果分析 |
| 6.4.1 气动代理模型参数确定及精度分析 |
| 6.4.2 考虑载荷尺寸约束优化结果分析 |
| 6.4.3 与考虑容积率优化问题的结果对比 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 融合体变形飞行器外形设计及优化 |
| 7.1 融合体变形方案设计 |
| 7.1.1 飞行任务及弹道特性简析 |
| 7.1.2 下表面变形融合体参数化模型 |
| 7.1.3 典型设计工况 |
| 7.2 融合体变形飞行器优化设计结果分析 |
| 7.2.1 基于最大升阻比的下表面优化设计分析 |
| 7.2.2 基于俯仰力矩最大的下表面优化设计分析 |
| 7.3 面向高超声速融合体变形飞行器的气动外形优化设计框架 |
| 7.4 小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 论文主要工作 |
| 8.2 论文创新点 |
| 8.3 进一步研究建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（5）滑翔式飞行器机动突防轨迹规划与制导方法研究（论文提纲范文）
| 主要缩略词 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 相关领域的国内外研究进展 |
| 1.2.1 高超声速滑翔式飞行器技术进展 |
| 1.2.2 飞行器轨迹规划方法研究进展 |
| 1.2.3 再入制导方法研究进展 |
| 1.2.4 高速武器突防方法研究进展 |
| 1.3 论文研究内容 |
| 第二章 高超声速滑翔式飞行器再入运动模型及分析 |
| 2.1 高超声速滑翔式飞行器三自由度运动模型 |
| 2.1.1 坐标变换与运动模型推导 |
| 2.1.2 飞行器三自由度运动模型 |
| 2.2 再入约束条件及分析 |
| 2.2.1 高超声速滑翔式飞行器再入约束条件 |
| 2.2.2 再入约束条件分析 |
| 2.3 飞行器运动模型简化及无量纲化 |
| 2.3.1 高超声速滑翔式飞行器运动模型简化 |
| 2.3.2 飞行器简化运动模型的轨迹对比分析 |
| 2.3.3 变量调整方法 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 最优控制的基础优化理论 |
| 3.1 序列二次规划方法 |
| 3.1.1 最优性的必要条件和充分条件 |
| 3.1.2 序列二次规划原理 |
| 3.2 最优控制问题模型与伪谱法 |
| 3.2.1 最优控制问题模型 |
| 3.2.2 伪谱法原理 |
| 3.2.3 伪谱法离散得到的NLP问题 |
| 3.3 序列二次规划方法及伪谱法应用分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 高超声速滑翔式飞行器再入轨迹规划方法研究 |
| 4.1 基于多样性初值策略伪谱法的轨迹优化方法 |
| 4.1.1 结合多样性初值策略的LGL分段伪谱法 |
| 4.1.2 仿真验证 |
| 4.2 飞行器抵达目标快速轨迹设计方法 |
| 4.2.1 快速轨迹设计方法原理 |
| 4.2.2 飞行器快速轨迹设计方法在线应用 |
| 4.2.3 仿真验证 |
| 4.3 结合控制向量参数化和轨迹设计的轨迹优化方法 |
| 4.3.1 再入轨迹优化方法原理 |
| 4.3.2 方法求解流程 |
| 4.3.3 仿真验证 |
| 4.4 考虑攻角和倾侧角变化率约束的再入轨迹设计方法 |
| 4.4.1 飞行器运动模型变换 |
| 4.4.2 运动模型输入状态线性化及控制器设计 |
| 4.4.3 仿真验证 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 高超声速滑翔式飞行器标准轨迹制导方法研究 |
| 5.1 标准轨迹制导问题分析 |
| 5.2 基于航路点和控制量变换的标准轨迹制导方法 |
| 5.2.1 控制量变换与解耦 |
| 5.2.2 预跟踪的状态变量计算 |
| 5.2.3 基于Lyapunov方法的控制量求解 |
| 5.2.4 仿真验证 |
| 5.3 基于局部线性化的标准轨迹全状态变量跟踪制导方法 |
| 5.3.1 全状态变量跟踪制导方法原理 |
| 5.3.2 全状态变量跟踪制导方法的能控性分析 |
| 5.3.3 仿真验证 |
| 5.4 飞行器抵达时间调整方法 |
| 5.4.1 固定经度方向的抵达时间调整方法 |
| 5.4.2 一般情况的抵达时间调整方法 |
| 5.4.3 仿真验证 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 高超声速滑翔式飞行器机动突防方法研究 |
| 6.1 高超声速滑翔式飞行器机动突防分析 |
| 6.1.1 防御系统概述 |
| 6.1.2 高超声速滑翔式飞行器机动突防分析 |
| 6.2 防御区规避判断方法与机动突防策略分析 |
| 6.2.1 防御区规避判断方法 |
| 6.2.2 防御区规避判断方法仿真验证 |
| 6.2.3 突防策略分析 |
| 6.3 防御武器与拦截制导方法分析 |
| 6.3.1 防御武器概述 |
| 6.3.2 防御武器拦截制导方法 |
| 6.3.3 防御武器拦截机动目标仿真与分析 |
| 6.4 针对PPN拦截制导模型的机动突防方法 |
| 6.4.1 PPN制导方法防御武器拦截目标分析 |
| 6.4.2 二维规避PPN制导拦截的机动突防方法 |
| 6.4.3 三维规避PPN制导拦截的机动突防方法 |
| 6.4.4 仿真验证 |
| 6.5 高超声速滑翔式飞行器机动突防方法 |
| 6.5.1 拦截武器和滑翔式飞行器弹目运动方程 |
| 6.5.2 机动突防方法 |
| 6.5.3 仿真验证 |
| 6.6 小结 |
| 第七章 高超声速滑翔式飞行器机动突防仿真 |
| 7.1 三维可视化仿真平台 |
| 7.2 常规滑翔式飞行器机动突防仿真 |
| 7.2.1 可绕飞防御区的机动突防仿真 |
| 7.2.2 不可绕飞防御区的机动突防仿真 |
| 7.2.3 多个飞行器的协同突防仿真 |
| 7.3 携带动力的滑翔式飞行器机动突防仿真 |
| 7.3.1 携带动力的飞行器运动模型 |
| 7.3.2 携带动力的飞行器机动突防仿真 |
| 7.4 小结 |
| 第八章 结束语 |
| 8.1 论文的主要研究成果和创新点 |
| 8.1.1 论文主要研究成果 |
| 8.1.2 论文主要创新点 |
| 8.2 对未来研究工作的展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在读期间取得的学术成果 |
（6）升力式再入飞行器轨迹优化与制导方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 1.绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 高超声速飞行器的国内外发展概况 |
| 1.3 轨迹优化研究现状 |
| 1.4 再入制导方法研究现状 |
| 1.5 强化学习研究现状 |
| 1.6 本文的主要研究工作 |
| 2.再入任务建模与气动分析 |
| 2.1 常用坐标系及坐标变换 |
| 2.2 飞行大气环境建模 |
| 2.3 飞行器运动模型 |
| 2.4 飞行器气动特性分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 3.基于二阶锥规划的飞行器再入轨迹优化 |
| 3.1 轨迹优化问题描述 |
| 3.2 凸问题转化 |
| 3.3 仿真验证 |
| 3.4 本章小结 |
| 4.基于强化学习的智能轨迹优化实现与分析 |
| 4.1 Q学习与深度Q学习网络 |
| 4.2 基于策略梯度下降的深度神经网络决策算法 |
| 4.3 基于DDPG的智能再入轨迹优化算法 |
| 4.4 仿真验证 |
| 4.5 本章小结 |
| 5.基于二次约束二次规划问题的再入制导方法研究 |
| 5.1 制导问题描述 |
| 5.2 凸问题转化 |
| 5.3 在线制导跟踪系统设计 |
| 5.4 仿真验证 |
| 5.5 本章小结 |
| 6.总结及展望 |
| 6.1 全文工作总结 |
| 6.2 本文工作的主要创新点 |
| 6.3 问题与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录1 攻读硕士学位期间发表的论文 |
（7）滑翔式再入飞行器轨迹优化与制导方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1.绪论 |
| 1.1 课题研究背景与意义 |
| 1.2 滑翔式再入飞行器发展概况 |
| 1.3 再入轨迹优化方法研究概况 |
| 1.4 再入制导方法研究概况 |
| 1.5 论文主要研究内容 |
| 2.滑翔式再入飞行器的数学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 滑翔式再入飞行器的运动学模型 |
| 2.3 再入走廊的设计 |
| 2.4 飞行环境建模 |
| 2.5 气动特性分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 3.基于多重打靶法的轨迹优化算法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 再入轨迹优化问题的数学描述 |
| 3.3 多重打靶法的离散化 |
| 3.4 粒子群算法的设计 |
| 3.5 基于距离量度的约束处理方法 |
| 3.6 基于非支配集的约束处理方法 |
| 3.7 仿真结果与分析 |
| 3.8 本章小结 |
| 4.基于QEGC的数值预测校正制导算法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 再入制导的模型描述 |
| 4.3 标准数值预测校正制导算法 |
| 4.4 带约束的数值预测校正制导算法 |
| 4.5 基于QEGC的控制量补偿 |
| 4.6 仿真结果与分析 |
| 4.7 本章小结 |
| 5.基于差分进化算法的LQR再入跟踪制导算法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 LQR的理论基础 |
| 5.3 差分进化算法的原理 |
| 5.4 基于差分进化的LQR再入跟踪制导的设计 |
| 5.5 仿真结果与分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 6.总结与展望 |
| 6.1 全文工作总结 |
| 6.2 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录Ⅰ作者硕士期间发表的学术论文 |
（8）代理模型技术及其在飞行器可靠性优化中的应用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 全局代理模型研究现状 |
| 1.2.2 代理模型优化研究现状 |
| 1.2.3 可靠性分析的研究现状 |
| 1.2.4 可靠性优化的研究现状 |
| 1.3 论文结构及内容 |
| 第二章 基于协同径向基函数的变复杂度模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 变复杂度方法 |
| 2.2.1 变尺度因子方法 |
| 2.2.2 协同克里金方法 |
| 2.3 试验设计方法的选择 |
| 2.4 协同径向基函数变复杂度模型 |
| 2.4.1 协同径向基函数的构建 |
| 2.4.2 模型精度评估 |
| 2.4.3 模型超参数选择 |
| 2.4.4 协同径向基函数的更新 |
| 2.5 算例测试 |
| 2.5.1 数值算例 |
| 2.5.2 工程算例 |
| 2.5.3 结果分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 基于混合增点与区间缩减的序贯代理模型优化算法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 优化问题 |
| 3.2.1 问题描述 |
| 3.2.2 优化算法 |
| 3.3 基于代理模型的优化 |
| 3.4 混合增点与区间缩减优化算法 |
| 3.4.1 混合增点与区间缩减思想 |
| 3.4.2 面向全局与局部寻优的混合增点策略 |
| 3.4.3 算法流程 |
| 3.4.4 算法分析 |
| 3.5 算例测试 |
| 3.5.1 数值算例 |
| 3.5.2 工程算例 |
| 3.5.3 算例分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 基于RBF的序贯代理模型可靠性分析方法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 可靠性分析 |
| 4.2.1 可靠性分析问题的描述 |
| 4.2.2 可靠性分析方法 |
| 4.3 序贯RBF可靠性分析方法 |
| 4.3.1 正则化径向基函数 |
| 4.3.2 面向失效边界的代理模型更新 |
| 4.3.3 算法流程 |
| 4.3.4 算法分析 |
| 4.4 多学科可靠性分析 |
| 4.4.1 多学科可靠性分析问题描述 |
| 4.4.2 多学科可靠性分析的序贯代理模型方法 |
| 4.5 算例测试 |
| 4.5.2 高维数值算例(m≥10) |
| 4.5.3 两学科问题 |
| 4.5.4 结果分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 基于MCS约束边界平移的序贯代理模型RBO方法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 可靠性优化问题 |
| 5.2.1 可靠性优化问题描述 |
| 5.2.2 可靠性优化方法 |
| 5.3 基于MCS约束边界平移的序贯代理模型RBO方法 |
| 5.3.1 约束边界平移与序贯优化思想 |
| 5.3.2 面向最优区域的局部代理模型 |
| 5.3.3 基于MCS约束边界平移的序贯优化 |
| 5.3.4 算法流程 |
| 5.3.5 算法分析 |
| 5.4 算例测试 |
| 5.4.1 2D问题 |
| 5.4.2 Hock and Schittkowski问题 |
| 5.4.3 减速器问题 |
| 5.4.4 机翼结构可靠性优化 |
| 5.4.5 算例分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 亚轨道再入飞行器可靠性设计优化 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 亚轨道飞行器基准方案 |
| 6.3 亚轨道飞行器学科建模 |
| 6.3.1 气动学科 |
| 6.3.2 质量学科 |
| 6.3.3 轨迹学科 |
| 6.4 基准方案的确定性优化 |
| 6.4.1 优化问题描述 |
| 6.4.2 优化结果分析 |
| 6.5 优化方案的可靠性设计 |
| 6.5.1 设计变量不确定性建模 |
| 6.5.2 优化方案可靠性分析 |
| 6.5.3 设计方案可靠性优化 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 总结及展望 |
| 7.1 研究工作总结 |
| 7.2 创新点总结 |
| 7.3 未来研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表学术论文和参加科研情况 |
（9）可重复使用运载器再入段制导技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 RLV初期再入段 |
| 1.2.1 RLV再入飞行过程 |
| 1.2.2 RLV再入制导关键技术 |
| 1.3 课题研究背景 |
| 1.3.1 再入制导技术概述 |
| 1.3.2 再入制导研究现状 |
| 1.4 章节安排 |
| 第二章 建模和对象特性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 样例RLV气动布局 |
| 2.3 三自由度质点运动模型 |
| 2.3.1 坐标系定义 |
| 2.3.2 质点动力学和运动学模型 |
| 2.4 升阻特性分析 |
| 2.4.1 迎角和马赫数对升阻比的影响 |
| 2.4.2 气动舵偏对升阻比的影响 |
| 2.5 再入过程约束特性分析 |
| 2.5.1 再入过程中的约束指标 |
| 2.5.2 约束指标变化特性分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 轨迹设计技术研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 轨迹设计方法 |
| 3.2.1 剖面规划总体方案 |
| 3.2.2 基于速度的质点动力学方程 |
| 3.2.3 再入航程计算 |
| 3.2.4 轨迹参数解算算法 |
| 3.3 再入走廊规划 |
| 3.3.1 迎角剖面规划 |
| 3.3.2 再入走廊的数学描述 |
| 3.3.3 不确定性对再入走廊的影响 |
| 3.4 标称轨迹剖面设计 |
| 3.4.1 预再入段设计 |
| 3.4.2 温控段轨迹设计 |
| 3.4.3 常值阻力段轨迹设计 |
| 3.4.4 过渡段轨迹设计 |
| 3.4.5 轨迹设计结果 |
| 3.5 轨迹参数敏感性分析 |
| 3.5.1 大气密度偏差对轨迹的影响 |
| 3.5.2 升力系数偏差对轨迹的影响 |
| 3.5.3 阻力系数偏差对轨迹的影响 |
| 3.5.4 迎角偏差对轨迹的影响 |
| 3.5.5 敏感性分析小结 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 轨迹跟踪技术研究 |
| 4.1 前言 |
| 4.2 轨迹跟踪策略 |
| 4.3 轨迹制导参数计算 |
| 4.3.1 气动阻力系数的拟合 |
| 4.3.2 参考高度下沉率计算 |
| 4.3.3 参考纵向升阻比指令计算 |
| 4.4 纵向制导 |
| 4.4.1 阻力加速度变化机理分析 |
| 4.4.2 阻力加速度跟踪制导律 |
| 4.4.3 增益系数设计 |
| 4.5 横侧向制导 |
| 4.5.1 航向偏差的定义 |
| 4.5.2 航向误差走廊设计 |
| 4.5.3 横侧向制导逻辑 |
| 4.6 制导系统仿真验证 |
| 4.6.1 标称状态跟踪不同的剖面 |
| 4.6.2 不确定性情况下的跟踪效果 |
| 4.7 本章小结 |
| 第五章 航程修正技术研究 |
| 5.1 前言 |
| 5.2 航程偏差来源分析 |
| 5.2.1 预再入段航程误差 |
| 5.2.2 轨迹跟踪误差 |
| 5.2.3 轨迹设计误差 |
| 5.2.4 偏差分析小结 |
| 5.3 航程预测 |
| 5.3.1 再入航程预测公式 |
| 5.3.2 待飞距预测算法 |
| 5.3.3 预测待飞距特性分析 |
| 5.4 航程修正策略 |
| 5.4.1 航程修正方案概述 |
| 5.4.2 航程修正算法实现 |
| 5.5 航程修正策略验证 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 综合仿真验证 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 三自由度仿真环境开发 |
| 6.2.1 三自由度通用仿真库 |
| 6.2.2 集成仿真软件 |
| 6.3 制导策略的工程实现 |
| 6.3.1 制导系统输入参数 |
| 6.3.2 再入制导阶段切换和管理 |
| 6.3.3 制导律和航程修正算法 |
| 6.4 制导性能评估 |
| 6.4.1 基于归一化的制导性能指标 |
| 6.4.2 不确定性影响评估 |
| 6.4.3 组合不确定性仿真 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 论文主要工作 |
| 7.2 后续研究工作与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（10）考虑操稳特性的有翼再入飞行器总体多学科设计优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 航天器再入与返回技术 |
| 1.1.2 再入航天器分类 |
| 1.1.3 有翼再入飞行器技术的研究意义 |
| 1.1.4 有翼再入飞行器技术特点 |
| 1.1.5 有翼再入飞行器总体多学科设计优化的必要性 |
| 1.2 有翼再入飞行器项目研究概况 |
| 1.2.1 美国主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.2 欧洲主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.3 俄罗斯主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.4 日本主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.5 印度主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.2.6 我国主要有翼再入飞行器项目 |
| 1.3 有翼再入飞行器学科分析方法研究概况 |
| 1.3.1 气动力快速预测方法研究现状 |
| 1.3.2 气动热环境预测方法研究现状 |
| 1.3.3 热防护系统设计优化研究现状 |
| 1.3.4 再入轨迹设计优化方法研究现状 |
| 1.3.5 其它学科分析方法研究现状 |
| 1.4 有翼再入飞行器总体设计技术概况 |
| 1.4.1 总体设计技术国外研究概况 |
| 1.4.2 总体设计技术国内研究概况 |
| 1.5 操稳特性对有翼再入飞行器设计的重要性 |
| 1.5.1 操稳特性概述 |
| 1.5.2 有翼再入飞行器操稳特性问题的特殊性 |
| 1.5.3 有翼再入飞行器操稳特性评估方法与研究现状 |
| 1.6 本文主要工作 |
| 1.6.1 研究目标 |
| 1.6.2 主要研究内容与章节安排 |
| 第二章 有翼再入飞行器总体多学科设计优化方法 |
| 2.1 概述 |
| 2.2 有翼再入飞行器总体设计流程 |
| 2.2.1 总体设计的基本原则 |
| 2.2.2 有翼再入飞行器总体设计阶段研究目标 |
| 2.2.3 有翼再入飞行器总体设计流程 |
| 2.3 专业模块界定与模块间耦合关系分析 |
| 2.3.1 有翼再入飞行器的专业模块划分 |
| 2.3.2 各专业模块之间的耦合关系 |
| 2.4 多学科设计优化方法 |
| 2.4.1 多学科设计优化研究内容 |
| 2.4.2 本文有翼再入飞行器多学科设计优化方法 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 全空域、全速域气动力预测方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 连续流超、高超声速气动力快速预测方法 |
| 3.2.1 面元网格划分与几何信息分析 |
| 3.2.2 飞行器气动力特性的计算 |
| 3.2.3 算例验证 |
| 3.3 稀薄气体气动力快速预测方法 |
| 3.3.1 气体分子碰撞理论 |
| 3.3.2 自由分子流区域气动力预测 |
| 3.3.3 过渡流当地桥化方法 |
| 3.3.4 算例验证 |
| 3.4 连续流亚、跨声速气动力快速预测方法 |
| 3.4.1 连续流亚、跨声速气动力预测流程 |
| 3.4.2 数值计算方法 |
| 3.4.3 流场自适应与粘性阻力的计算 |
| 3.4.4 算例验证 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 气动加热问题与热防护设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 连续流气动热预测方法 |
| 4.2.1 地球大气模型 |
| 4.2.2 高温气体的热力学特性和输运属性 |
| 4.2.3 边界层外缘参数的计算 |
| 4.2.4 平板参考焓法预测气动热环境 |
| 4.2.5 轴对称比拟法预测气动热环境 |
| 4.2.6 连续流气动热预测方法算例验证 |
| 4.3 稀薄气体气动热预测方法 |
| 4.3.1 自由分子流气动加热 |
| 4.3.2 过渡流气动加热 |
| 4.4 壁面辐射热平衡温度预测 |
| 4.5 热防护系统基本理论 |
| 4.5.1 热防护系统设计要求 |
| 4.5.2 热防护系统结构选择 |
| 4.5.3 热防护材料技术特点 |
| 4.5.4 热防护系统设计流程 |
| 4.6 热防护系统设计与优化 |
| 4.6.1 一维热传导方程及主要解法 |
| 4.6.2 热防护系统厚度优化 |
| 4.7 气动热/热防护耦合设计示例 |
| 4.8 小结 |
| 第五章 气动导数快速预测与操稳特性评估 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 气动导数的计算与辨识 |
| 5.2.1 基本外形静导数的计算方法 |
| 5.2.2 动导数的快速预测与辨识 |
| 5.2.3 操纵导数的计算方法 |
| 5.2.4 气动导数计算的算例验证 |
| 5.3 稳定性能分析 |
| 5.3.1 基本外形静稳定性 |
| 5.3.2 静稳定裕度分析 |
| 5.3.3 耦合偏离预测判据 |
| 5.3.4 动稳定性 |
| 5.4 操纵性能分析 |
| 5.4.1 配平能力分析 |
| 5.4.2 升降舵静操纵性指标 |
| 5.5 稳定性与操纵性的关系 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 再入轨迹设计优化 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 圆形大地情况下的飞行器运动方程 |
| 6.2.1 坐标系和运动变量的定义 |
| 6.2.2 飞行器质心运动方程 |
| 6.3 再入轨迹优化问题 |
| 6.3.1 三自由度再入运动学方程 |
| 6.3.2 运动方程的数值解法 |
| 6.3.3 气动热再入轨迹的约束模型 |
| 6.3.4 再入轨迹的目标函数 |
| 6.4 再入轨迹优化策略及参数优化方法 |
| 6.4.1 轨迹数值优化方法 |
| 6.4.2 参数优化算法介绍 |
| 6.5 再入轨迹设计优化算例验证 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 有翼再入飞行器总体多学科设计优化平台实现与应用 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 有翼再入飞行器总体多学科设计优化平台 |
| 7.2.1 集成平台方案 |
| 7.2.2 几何外形参数化建模 |
| 7.2.3 重量估算模块 |
| 7.3 考虑操稳约束的有翼再入飞行器设计示例一:类X-37B飞行器 |
| 7.3.1 类X37B飞行器多学科设计优化问题研究背景 |
| 7.3.2 类X-37B飞行器设计优化流程 |
| 7.3.3 类X-37B飞行器方案初步分析 |
| 7.3.4 类X-37B飞行器设计优化中的操稳性能约束分析 |
| 7.3.5 优化问题定义与代理模型精度检验 |
| 7.3.6 多学科设计优化历程及结果分析 |
| 7.3.7 优化构型性能分析 |
| 7.4 考虑操稳约束的有翼再入飞行器设计示例二:气动辅助变轨问题 |
| 7.4.1 气动辅助变轨研究背景 |
| 7.4.2 气动辅助变轨任务设定 |
| 7.4.3 AOTV设计参数分析 |
| 7.4.4 AOTV气动外形设计优化 |
| 7.4.5 变轨飞行器再入大气段入口、出口条件 |
| 7.4.6 变轨节约能量指标 |
| 7.4.7 气动辅助变轨最优控制结果 |
| 7.5 本章小结 |
| 第八章 总结 |
| 8.1 全文工作总结 |
| 8.2 主要创新点 |
| 8.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间研究成果及获奖情况 |
四、自适应分类器系统及其在再入飞行器气动布局优化中的应用（论文参考文献）
- [1]高超声速飞行器动力学分析与攻防对抗仿真[D]. 柳澍暄. 哈尔滨工业大学, 2021
- [2]滑翔飞行器滑翔能力智能预示与多约束制导研究[D]. 邵会兵. 哈尔滨工业大学, 2020(02)
- [3]先进飞行器轨迹的全程最优控制方法研究[D]. 黄俊. 中国工程物理研究院, 2020(01)
- [4]高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究[D]. 彭悟宇. 国防科技大学, 2019(01)
- [5]滑翔式飞行器机动突防轨迹规划与制导方法研究[D]. 李正楠. 国防科技大学, 2019(01)
- [6]升力式再入飞行器轨迹优化与制导方法研究[D]. 高嘉时. 华中科技大学, 2019(03)
- [7]滑翔式再入飞行器轨迹优化与制导方法研究[D]. 卓琳人. 华中科技大学, 2019(03)
- [8]代理模型技术及其在飞行器可靠性优化中的应用研究[D]. 黎旭. 西北工业大学, 2018(02)
- [9]可重复使用运载器再入段制导技术研究[D]. 余磊. 南京航空航天大学, 2018(02)
- [10]考虑操稳特性的有翼再入飞行器总体多学科设计优化[D]. 李正洲. 南京航空航天大学, 2018(01)