基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法技术

一种基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法，包括：给出高超声速飞行器再入过程的动力学模型，包括有高度、纬度、经度、航向角和航迹角动力学方程；计算速度-高度平面内的再入走廊，将攻角α设置为分段线性函数，并以两个速度值V1和V2为分段点得到攻角α；分别设计纵向轨迹和横向轨迹。本发明专利技术适用于高超声速飞行器再入过程中的轨迹在线生成。对于终点位置已知的再入轨迹优化问题可行且有效。该方法不仅能够在很短的时间内生成可行轨迹，满足轨迹优化的快速性和实时性，还能够使所得轨迹在一定误差精度内满足各个约束条件，保证了轨迹的可行性。

【技术实现步骤摘要】
基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法
本专利技术涉及一种。特别是涉及一种在建立再入走廊的基础上，结合目标规划与侧倾反转逻辑，构建再入轨迹的基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法。
技术介绍
一般将飞行速度能够达到5倍音速以上的飞行器定义为高超声速飞行器，这类飞行器具有较好的气动性能和大空域飞行能力，因此在军事和民用领域都有着非常良好的应用前景，并逐渐成为当前的研究热点。再入过程是指高超声速飞行器以非常快的速度从地球大气层以外重新进入大气层并着陆的过程，但是复杂的环境以及不确定性，给再入过程的实现带来巨大的挑战。对于再入过程来说，轨迹优化是一项关键技术，也是制导控制等技术实现的前提，所以标准轨迹的好坏决定了飞行任务能否顺利执行。传统的轨迹优化过程一般在飞行器执行飞行任务之前事先完成，也就是说轨迹优化的复杂度及计算效率等问题不会直接影响后期的制导或控制过程，即所谓的离线轨迹优化，因此离线轨迹优化允许求解过程占用较长的时间，而得到的优化结果也具有较高的最优性和准确性。但是面临越发复杂的飞行环境和飞行任务，如飞行器在跟踪标准轨迹的过程中遇到危险，需要马上更改航迹；或者飞行器收到信息需要临时改变飞行任务；再或者飞行器的执行机构发生故障，无法继续按照预定轨迹飞行等情况，离线得到的轨迹就已不再适用。在这种情况下，要求飞行器的机载飞行管理和控制系统马上做出反应，迅速优化出一条可行轨迹供制导或跟踪使用。而由于离线轨迹优化方法复杂、计算时间过长等问题，因此，研究更加有效、快速、简单的在线轨迹优化方法是非常必要的。一般的在线轨迹优化方法基本上都遵循一个思路，那就是对离线轨迹优化方法进行简化或者改进，以满足问题求解的实时性。当然改进的方向有所不同，有的通过简化模型来提高计算速度，有的通过减少优化参数来缩小优化问题的维数，有的通过改进轨迹优化方法来提高算法效率，有的直接寻找一条可行轨迹而不是最优轨迹。然而这些简化或者改进方法实际上都是通过损失一部分最优性来达到的，所以再入轨迹的在线优化方法更加注重所得轨迹的可行性，而不是最优性。但是为了能够尽量限制再入过程中的耗材量，在一定程度上满足最优性仍然设计要求。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是，提供一种能够在再入飞行过程中快速获得可行轨迹的基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法。本专利技术所采用的技术方案是：一种基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法，包括如下步骤：1)给出高超声速飞行器再入过程的动力学模型，包括有高度、纬度、经度、航向角和航迹角动力学方程，依次表示为：其中，h为飞行器到地面的高度、v为速度、φ为纬度、θ为经度、χ为航向角、γ为航迹角、α为攻角、σ为侧倾角，其中，h、φ、θ、χ和γ为状态变量，α和σ为控制变量，另，m为飞行器质量，g为重力加速度，L为气动升力，D为气动阻力，R0为地球半径；2)计算速度-高度平面内的再入走廊，将攻角α设置为分段线性函数，并以两个速度值V1和V2为分段点得到攻角α：其中，v0和vf分别表示初始和终端时刻的速度值；V1和V2是用于分段的两个速度值；α1取为攻角的最大允许值；α2取为最大升阻比时的攻角值；3)分别设计纵向轨迹和横向轨迹，包括：(1)设计纵向轨迹(a)引入变量s表示航程间接作为处理终点位置约束的条件，s与v的关系构成航程动力学方程：因此，高度动力学方程、航迹角动力学方程和航程动力学方程组成了纵向平面的动力学模型，其中控制变量为侧倾角的绝对值|σ|；(b)将攻角α表达式代入热流密度约束条件、动压约束条件、过载约束条件和拟平衡滑翔条件中，确定再入走廊边界上速度v与高度h的关系，由再入走廊边界上速度v与高度h的关系，计算[v0,vf]上任一点处的高度h范围，再将所得的高度h范围及相应的速度v代入拟平衡滑翔条件中，并取等式约束，计算得到控制变量|σ|的取值范围[|σdown|,|σup|]，同理，将速度为V1和V2时的侧倾角的绝对值|σ|取值σ1和σ2对应的速度值V1和V2代入再入走廊中，得对应的高度取值范围和再将所述速度值V1和V2及高度范围和代入拟平衡滑翔条件，得到σ1和σ2的取值范围和并将这两个取值范围加入到纵向平面的动力学模型当中；(c)对于终点位置约束，将控制变量|σ|代入纵向平面运动模型，并在[v0,vf]范围内进行积分，得到终端航程值s(vf)，根据初始位置和终端位置的经纬度值得到再入过程需要达到的航程Sf，并令s(vf)＝Sf，以保证终点位置满足要求；(2)设计横向轨迹(a)定义视线角ψ为飞行器当前位置偏离目标点的程度，通过当前经度θ和纬度φ，以及终点处经度θf和纬度φf计算得到定义视线角ψ并定义视线误差角△ψ为视线角ψ与航向角χ的差，即△ψ＝χ-ψ；(b)设置误差走廊的上下边界为关于速度的分段线性函数，即△ψdown＝-△ψup其中，△ψup和△ψdown分别表示误差走廊的上下边界；△ψmax和△ψmin为计算误差走廊时用到的常值参数，且△ψmax≥△ψmin；v△ψ表示误差走廊变窄时的速度转折点；(c)当视线误差角△ψ在误差走廊的上下边界时，即△ψdown≤△ψ≤△ψup时，保持侧倾角σ的正负符号不变；当视线误差角△ψ小于误差走廊的下边界时，即△ψ<△ψdown时，侧倾角σ的符号置为正；当视线误差角△ψ大于误差走廊的上边界时，即△ψ>△ψup时，侧倾角σ的符号置为负；(d)结合侧倾角σ的反转时刻及相应的符号，得到完整的侧倾角σ变化趋势，将侧倾角σ代入纬度、经度和航向角动力学方程中，并对整个再入过程进行数值积分，便得到θ、φ和χ的变化轨迹，从而完成横向轨迹的优化。步骤1)所述的再入过程的动力学模型要满足路径约束条件，包括热流密度约束条件、动压约束条件、过载约束条件和拟平衡滑翔条件，依次表示为q＝ρv2/2≤qmax(7)上述约束条件式组成了再入走廊，其中前三个约束条件式构成了再入走廊的下边界，第四个约束条件式为上边界，式中：为热流密度，q为动压，n为过载，为允许的热流密度最大值，qmax为允许的动压最大值，nmax为允许的过载最大值，C、ha、hb、hc、hd为常值参数，ρ为大气密度。在进行步骤3)的过程中，将步骤3)中的(1)所述的控制变量|σ|设计为分段线性函数，并选取与步骤2)中的攻角α中相同的速度值V1和V2作为分段点，即其中，σ0和σf表示侧倾角的初始值和终端值，σ1和σ2分别表示速度为V1和V2时的|σ|取值，σ0和σf均已置为定值，仅有σ1和σ2为优化变量，简化了计算。在步骤3)中(1)的(c)中引入正负偏差变量p和n来表示目标值对于期望值的偏差程度，从而建立纵向轨迹目标规划模型为：针对纵向轨迹目标规划模型，选取优化算法便可以求得σ1和σ2的值，从而得到控制变量|σ|，将控制变量|σ|代入纵向平面模型中，并对整个再入过程积分，便得到高度h、航迹角γ和航程s的标准轨迹。所述的优化算法是序列二次规划算法或内点法。本专利技术的基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法，适用于高超声速飞行器再入过程中的轨迹在线生成。对于终点位置已知的再入轨迹优化问题可行且有效。该方法不仅能够在很短的时间内生成可行轨迹，满足轨迹优化的快速性和实时性，还能够使所得轨迹本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法，其特征在于，包括如下步骤：1)给出高超声速飞行器再入过程的动力学模型，包括有高度、纬度、经度、航向角和航迹角动力学方程，依次表示为：dhdv=-mvsinγD+mgsinγ---(1)]]>dφdv=-mvcosγsinχ(R0+h)cosθ(D+mgsinγ)---(2)]]>dθdv=-mvcosγcosχ(R0+h)(D+mgsinγ)---(3)]]>dχdv=-Lsinσvcos(D+mgsinγ)-mvcosγsinχtanθ(R0+h)(D+mgsinγ)---(4)]]>dγdv=-Lcosσv(D+mgsinγ)+(gv-v(R0+h))mcosγD+mgsinγ---(5)]]>其中，h为飞行器到地面的高度、v为速度、φ为纬度、θ为经度、χ为航向角、γ为航迹角、α为攻角、σ为侧倾角，其中，h、φ、θ、χ和γ为状态变量，α和σ为控制变量，另，m为飞行器质量，g为重力加速度，L为气动升力，D为气动阻力，R0为地球半径；2)计算速度‑高度平面内的再入走廊，将攻角α设置为分段线性函数，并以两个速度值V1和V2为分段点得到攻角α：α=α1V1≤v≤v0α1+α2-α1V2-V1(v-V1)V2≤v≤V1α2vf≤vV2---(10)]]>其中，v0和vf分别表示初始和终端时刻的速度值；V1和V2是用于分段的两个速度值；α1取为攻角的最大允许值；α2取为最大升阻比时的攻角值；3)分别设计纵向轨迹和横向轨迹，包括：(1)设计纵向轨迹(a)引入变量s表示航程间接作为处理终点位置约束的条件，s与v的关系构成航程动力学方程：dsdv=-mvcosγ(R0+h)(D+mgsinγ)---(11)]]>因此，高度动力学方程、航迹角动力学方程和航程动力学方程组成了纵向平面的动力学模型，其中控制变量为侧倾角的绝对值|σ|；(b)将攻角α表达式代入热流密度约束条件、动压约束条件、过载约束条件和拟平衡滑翔条件中，确定再入走廊边界上速度v与高度h的关系，由再入走廊边界上速度v与高度h的关系，计算[v0,vf]上任一点处的高度h范围，再将所得的高度h范围及相应的速度v代入拟平衡滑翔条件中，并取等式约束，计算得到控制变量|σ|的取值范围[|σdown|,|σup|]，同理，将速度为V1和V2时的侧倾角的绝对值|σ|取值σ1和σ2对应的速度值V1和V2代入再入走廊中，得对应的高度取值范围和再将所述速度值V1和V2及高度范围和代入拟平衡滑翔条件，得到σ1和σ2的取值范围和并将这两个取值范围加入到纵向平面的动力学模型当中；(c)对于终点位置约束，将控制变量|σ|代入纵向平面运动模型，并在[v0,vf]范围内进行积分，得到终端航程值s(vf)，根据初始位置和终端位置的经纬度值得到再入过程需要达到的航程Sf，并令s(vf)＝Sf，以保证终点位置满足要求；(2)设计横向轨迹(a)定义视线角ψ为飞行器当前位置偏离目标点的程度，通过当前经度θ和纬度φ，以及终点处经度θf和纬度φf计算得到定义视线角ψψ=arctan(sin(φf-φ)cosθtanθf-sinθcos(φf-φ))---(14)]]>并定义视线误差角△ψ为视线角ψ与航向角χ的差，即△ψ＝χ‑ψ；(b)设置误差走廊的上下边界为关于速度的分段线性函数，即Δψup=ΔψmaxvΔψ≤v≤v0Δψmax-(vΔψ-v)(vΔψ-vf)(Δψmax-Δψmin)vf≤v≤vΔψ---(15)]]>△ψdown＝‑△ψup其中，△ψup和△ψdown分别表示误差走廊的上下边界；△ψmax和△ψmin为计算误差走廊时用到的常值参数，且△ψmax≥△ψmin；v△ψ表示误差走廊变窄时的速度转折点；(c)当视线误差角△ψ在误差走廊的上下边界时，即△ψdown≤△ψ≤△ψup时，保持侧倾角σ的正负符号不变；当视线误差角△ψ小于误差走廊的下边界时，即△ψ<△ψdown时，侧倾角σ的符号置为正；当视线误差角△...

【技术特征摘要】
1.一种基于目标规划的高超声速飞行器再入轨迹在线优化方法，其特征在于，包括如下步骤：1)给出高超声速飞行器再入过程的动力学模型，包括有高度、纬度、经度、航向角和航迹角动力学方程，依次表示为：其中，h为飞行器到地面的高度、v为速度、φ为纬度、θ为经度、χ为航向角、γ为航迹角、α为攻角、σ为侧倾角，其中，h、φ、θ、χ和γ为状态变量，α和σ为控制变量，另，m为飞行器质量，g为重力加速度，L为气动升力，D为气动阻力，R0为地球半径；2)计算速度-高度平面内的再入走廊，将攻角α设置为分段线性函数，并以两个速度值V1和V2为分段点得到攻角α：其中，v0和vf分别表示初始和终端时刻的速度值；V1和V2是用于分段的两个速度值；α1取为攻角的最大允许值；α2取为最大升阻比时的攻角值；3)分别设计纵向轨迹和横向轨迹，包括：(1)设计纵向轨迹(a)引入变量s表示航程间接作为处理终点位置约束的条件，s与v的关系构成航程动力学方程：因此，高度动力学方程、航迹角动力学方程和航程动力学方程组成了纵向平面的动力学模型，其中控制变量为侧倾角的绝对值|σ|；(b)将攻角α表达式代入热流密度约束条件、动压约束条件、过载约束条件和拟平衡滑翔条件中，确定再入走廊边界上速度v与高度h的关系，由再入走廊边界上速度v与高度h的关系，计算[v0,vf]上任一点处的高度h范围，再将所得的高度h范围及相应的速度v代入拟平衡滑翔条件中，并取等式约束，计算得到控制变量|σ|的取值范围[|σdown|,|σup|]，同理，将速度为V1和V2时的侧倾角的绝对值|σ|取值σ1和σ2对应的速度值V1和V2代入再入走廊中，得对应的高度取值范围和再将所述速度值V1和V2及高度范围和代入拟平衡滑翔条件，得到σ1和σ2的取值范围和并将这两个取值范围加入到纵向平面的动力学模型当中；(c)对于终点位置约束，将控制变量|σ|代入纵向平面运动模型，并在[v0,vf]范围内进行积分，得到终端航程值s(vf)，根据初始位置和终端位置的经纬度值得到再入过程需要达到的航程Sf，并令s(vf)＝Sf，以保证终点位置满足要求；(2)设计横向轨迹(a)定义视线角ψ为飞行器当前位置偏离目标点的程度，通过当前经度θ和纬度φ，以及终点处经度θf和纬度φf计算得到定义视线角ψ并定义视线误差角△ψ为视线角ψ与航向角χ的差，即△ψ＝χ-ψ；(b)设置误差走廊的上下边界为关于速度的分段线性函数，即

【专利技术属性】
技术研发人员：胡超芳，冯昊，辛越，
申请(专利权)人：天津大学，
类型：发明
国别省市：天津;12