基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種。特別是涉及一種在建立再入走廊的基礎上，結合目標規劃與側 傾反轉邏輯，構建再入軌跡的基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方法。
【背景技術】
[0002] -般將飛行速度能夠達到5倍音速以上的飛行器定義為高超聲速飛行器，這類飛 行器具有較好的氣動性能和大空域飛行能力，因此在軍事和民用領域都有著非常良好的應 用前景，并逐漸成為當前的研宄熱點。再入過程是指高超聲速飛行器以非常快的速度從地 球大氣層以外重新進入大氣層并著陸的過程，但是復雜的環境以及不確定性，給再入過程 的實現帶來巨大的挑戰。對于再入過程來說，軌跡優化是一項關鍵技術，也是制導控制等技 術實現的前提，所以標準軌跡的好壞決定了飛行任務能否順利執行。
[0003] 傳統的軌跡優化過程一般在飛行器執行飛行任務之前事先完成，也就是說軌跡優 化的復雜度及計算效率等問題不會直接影響后期的制導或控制過程，即所謂的離線軌跡優 化，因此離線軌跡優化允許求解過程占用較長的時間，而得到的優化結果也具有較高的最 優性和準確性。但是面臨越發復雜的飛行環境和飛行任務，如飛行器在跟蹤標準軌跡的過 程中遇到危險，需要馬上更改航跡；或者飛行器收到信息需要臨時改變飛行任務；再或者 飛行器的執行機構發生故障，無法繼續按照預定軌跡飛行等情況，離線得到的軌跡就已不 再適用。在這種情況下，要求飛行器的機載飛行管理和控制系統馬上做出反應，迅速優化出 一條可行軌跡供制導或跟蹤使用。而由于離線軌跡優化方法復雜、計算時間過長等問題，因 此，研宄更加有效、快速、簡單的在線軌跡優化方法是非常必要的。
[0004] 一般的在線軌跡優化方法基本上都遵循一個思路，那就是對離線軌跡優化方法進 行簡化或者改進，以滿足問題求解的實時性。當然改進的方向有所不同，有的通過簡化模型 來提高計算速度，有的通過減少優化參數來縮小優化問題的維數，有的通過改進軌跡優化 方法來提高算法效率，有的直接尋找一條可行軌跡而不是最優軌跡。然而這些簡化或者改 進方法實際上都是通過損失一部分最優性來達到的，所以再入軌跡的在線優化方法更加注 重所得軌跡的可行性，而不是最優性。但是為了能夠盡量限制再入過程中的耗材量，在一定 程度上滿足最優性仍然設計要求。
【發明內容】
[0005] 本發明所要解決的技術問題是，提供一種能夠在再入飛行過程中快速獲得可行軌 跡的基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方法。
[0006] 本發明所采用的技術方案是：一種基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線 優化方法，包括如下步驟：
[0007] 1)給出高超聲速飛行器再入過程的動力學模型，包括有高度、煒度、經度、航向角 和航跡角動力學方程，依次表示為：
【主權項】
1. 一種基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方法，其特征在于，包括如 下步驟： 1) 給出高超聲速飛行器再入過程的動力學模型，包括有高度、煒度、經度、航向角和航 跡角動力學方程，依次表示為：
其中，h為飛行器到地面的高度、v為速度、巾為煒度、0為經度、x為航向角、y為航 跡角、a為攻角、〇為側傾角，其中，h、巾、0、x和y為狀態變量，a和〇為控制變量， 另，m為飛行器質量，g為重力加速度，L為氣動升力，D為氣動阻力，&為地球半徑； 2) 計算速度-高度平面內的再入走廊，將攻角a設置為分段線性函數，并以兩個速度 值乂1和￥2為分段點得到攻角a:
其中，％和vf分別表示初始和終端時刻的速度值；V:和V2是用于分段的兩個速度值；ai取為攻角的最大允許值；a^取為最大升阻比時的攻角值； 3) 分別設計縱向軌跡和橫向軌跡，包括： (1)設計縱向軌跡 (a) 引入變量s表示航程間接作為處理終點位置約束的條件，s與v的關系構成航程動 力學方程：
因此，高度動力學方程、航跡角動力學方程和航程動力學方程組成了縱向平面的動力 學模型，其中控制變量為側傾角的絕對值| 〇 | ; (b) 將攻角a表達式代入熱流密度約束條件、動壓約束條件、過載約束條件和擬平 衡滑翔條件中，確定再入走廊邊界上速度v與高度h的關系，由再入走廊邊界上速度v 與高度h的關系，計算[V(l，vf]上任一點處的高度h范圍，再將所得的高度h范圍及相 應的速度V代入擬平衡滑翔條件中，并取等式約束，計算得到控制變量I0I的取值范圍[I0d_l，I0uPl]，同理，將速度為VJPV2時的側傾角的絕對值I0I取值。i和。2對應的 速度值％和V2代入再入走廊中，得對應的高度取值范圍[扣_，<]和[扣_，和];再將 所述速度值％和V2及高度范圍f//L"，〇p代入擬平衡滑翔條件，得到〇i 和〇2的取值范圍和[4_，0并將這兩個取值范圍加入到縱向平面的動力 學模型當中； (c)對于終點位置約束，將控制變量I〇I代入縱向平面運動模型，并在[V(l，Vf]范圍內 進行積分，得到終端航程值s(vf)，根據初始位置和終端位置的經煒度值得到再入過程需要 達到的航程sf，并令s(vf) =Sf，以保證終點位置滿足要求； (2)設計橫向軌跡 (a) 定義視線角！D為飛行器當前位置偏離目標點的程度，通過當前經度0和煒度小， 以及終點處經度0f和煒度巾3十算得到定義視線角步
升疋乂t尤找撫左用aw尤找用w勻肌i〇j用x的左，ki」aw=x-i]); (b) 設置誤差走廊的上下邊界為關于速度的分段線性函數，即
) Aitdown= -Aitup 其中，Aitup和A步dOTr^v別表不誤差走廊的上下邊界；A步max和A步min為計算誤差 走廊時用到的常值參數，且A步max多A步min;vA $表示誤差走廊變窄時的速度轉折點； (c) 當視線誤差角A步在誤差走廊的上下邊界時，即A 步"5時，保持 側傾角〇的正負符號不變；當視線誤差角A步小于誤差走廊的下邊界時，即A步〈A 時，側傾角〇的符號置為正；當視線誤差角A步大于誤差走廊的上邊界時，即A步〉A!tup 時，側傾角〇的符號置為負； (d) 結合側傾角〇的反轉時刻及相應的符號，得到完整的側傾角〇變化趨勢，將側傾 角〇代入煒度、經度和航向角動力學方程中，并對整個再入過程進行數值積分，便得到9、 小和x的變化軌跡，從而完成橫向軌跡的優化。
2.根據權利要求1所述的一種基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方 法，其特征在于，步驟1)所述的再入過程的動力學模型要滿足路徑約束條件，包括熱流密 度約束條件、動壓約束條件、過載約束條件和擬平衡滑翔條件，依次表示為
上述約束條件式組成了再入走廊，其中前三個約束條件式構成了再入走廊的下邊界， 第四個約束條件式為上邊界，式中為熱流密度，q為動壓，n為過載為允許的熱流 密度最大值，qmax為允許的動壓最大值，nmax為允許的過載最大值，C、ha、hb、h。、hd為常值參 數，P為大氣密度。
3. 根據權利要求1所述的一種基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方 法，其特征在于，在進行步驟3)的過程中，將步驟3)中的（1)所述的控制變量| 〇 |設計為 分段線性函數，并選取與步驟2)中的攻角a中相同的速度值義和八作為分段點，即
其中，〇(|和〇f表示側傾角的初始值和終端值，〇 1和〇 2分別表示速度為八和￥2時 的I。I取值，〇(!和。f均已置為定值，僅有。i和。2為優化變量，簡化了計算。
4. 根據權利要求1所述的一種基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方 法，其特征在于，在步驟3)中（1)的（c)中引入正負偏差變量p和n來表示目標值對于期 望值的偏差程度，從而建立縱向軌跡目標規劃模型為：
針對縱向軌跡目標規劃模型，選取優化算法便可以求得〇1和〇 2的值，從而得到控制 變量I〇I，將控制變量I〇I代入縱向平面模型中，并對整個再入過程積分，便得到高度h、 航跡角Y和航程s的標準軌跡。
5. 根據權利要求4所述的一種基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方 法，其特征在于，所述的優化算法是序列二次規劃算法或內點法。
【專利摘要】一種基于目標規劃的高超聲速飛行器再入軌跡在線優化方法，包括：給出高超聲速飛行器再入過程的動力學模型，包括有高度、緯度、經度、航向角和航跡角動力學方程；計算速度-高度平面內的再入走廊，將攻角α設置為分段線性函數，并以兩個速度值V1和V2為分段點得到攻角α；分別設計縱向軌跡和橫向軌跡。本發明適用于高超聲速飛行器再入過程中的軌跡在線生成。對于終點位置已知的再入軌跡優化問題可行且有效。該方法不僅能夠在很短的時間內生成可行軌跡，滿足軌跡優化的快速性和實時性，還能夠使所得軌跡在一定誤差精度內滿足各個約束條件，保證了軌跡的可行性。
【IPC分類】G05D1-10
【公開號】CN104615144
【申請號】CN201510051589
【發明人】胡超芳, 馮昊, 辛越
【申請人】天津大學
【公開日】2015年5月13日
【申請日】2015年1月30日