基于幾何規(guī)劃的滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法，特別是涉及一種基于幾 何規(guī)劃的滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 末端能量管理（TerminalAreaEnergyManagement，以下簡(jiǎn)稱TAEM)段指的是飛 行器從再入段起點(diǎn)至自動(dòng)著陸段開始點(diǎn)的一段飛行狀態(tài)。飛行器在此階段需要對(duì)自身的高 度和速度進(jìn)行調(diào)整從而滿足著陸的要求，使飛行器能夠平穩(wěn)的著陸到指定的著陸場(chǎng)。本階 段飛行器處于無動(dòng)力飛行狀態(tài)，只能通過氣動(dòng)舵來調(diào)整飛行器的飛行狀態(tài)，機(jī)動(dòng)能力有限， 因此如何合理規(guī)劃飛行軌跡，使得飛行器能夠準(zhǔn)確快速的滿足自動(dòng)著陸段的要求是TAEM 段需要解決的主要問題。
[0003]TAEM段的軌跡規(guī)劃核心問題是使飛行器飛行方向快速的對(duì)準(zhǔn)著陸場(chǎng)并且使 飛行器的狀態(tài)滿足著陸要求?，F(xiàn)有的方法中，軌跡規(guī)劃一般采用在自動(dòng)著陸段初始點(diǎn) 附近選取航向校準(zhǔn)圓的方式來實(shí)現(xiàn)著陸對(duì)準(zhǔn)。這種方式使得飛行器在進(jìn)入航向校準(zhǔn)圓 的起始切點(diǎn)時(shí)可能會(huì)出現(xiàn)較大的過載，對(duì)飛行器的機(jī)動(dòng)性要求較高。文獻(xiàn)"《Terminal AreaEnergyManagementTrajectoryPlanningforanUnpoweredReusableLaunch Vehicle》，KennethR，AtmosphericFlightMechanicsConferenceandExhibit 16-19August2004, 5183"提出了采用螺旋線的方式進(jìn)入自動(dòng)著陸段，有效避免了過載較大 的情況，同時(shí)該文還對(duì)TAEM階段進(jìn)行了劃分，隨后對(duì)TAEM各個(gè)階段進(jìn)行了詳細(xì)的能量推 演，最終得到最優(yōu)的TAEM段規(guī)劃軌跡。但是該文沒有考慮多進(jìn)場(chǎng)方向的情況，應(yīng)用于實(shí)際 工程時(shí)有一定局限性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 為了克服現(xiàn)有滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法實(shí)用性差的不足，本發(fā)明提 供一種基于幾何規(guī)劃的滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法。該方法根據(jù)飛行器進(jìn)入 TAEM段的狀態(tài)，利用幾何規(guī)劃方法快速規(guī)劃出合理可行的TAEM平面軌跡。在TAEM平面軌 跡規(guī)劃的基礎(chǔ)上進(jìn)行高度推演從而給出完整的軌跡規(guī)劃策略。由于采用幾何規(guī)劃過程中采 用螺旋線的方式進(jìn)入自動(dòng)著陸段的入口，有效避免了過載突變情況的出現(xiàn)，從而對(duì)飛行器 機(jī)動(dòng)性的要求降低。同時(shí)，軌跡規(guī)劃時(shí)考慮了飛行器在TAEM段初始時(shí)刻的狀態(tài)，針對(duì)飛行 器進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)分類規(guī)劃出相應(yīng)的飛行軌跡，能夠快速規(guī)劃出合理軌跡，適應(yīng)不同進(jìn)場(chǎng)方向的 要求，且經(jīng)過仿真驗(yàn)證規(guī)劃速度較快。
[0005] 本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：一種基于幾何規(guī)劃的滑翔飛行器末 端能量管理軌跡規(guī)劃方法，其特點(diǎn)是采用以下步驟：
[0006] 步驟一、建立機(jī)場(chǎng)坐標(biāo)系，原點(diǎn)為機(jī)場(chǎng)坐標(biāo)位置，x軸沿機(jī)場(chǎng)方向45°指向東北方 向?yàn)檎?，y軸垂直于當(dāng)?shù)厮矫嫦蛏?，z軸與x軸y軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系。
[0007] 步驟二、對(duì)于各點(diǎn)的坐標(biāo)值以及相應(yīng)的航程計(jì)算推導(dǎo)如下：
[0008]A點(diǎn)是末端能量管理的起始點(diǎn)，坐標(biāo)記為（Xpzj，末端能量管理段的初始速度記 為vA，則得到圓弧段AB的近似轉(zhuǎn)彎半徑：
[0009]R = v]/(gcos(<9,) tan(y,)) (1)
[0010] 式中g(shù)= 9. 8204m/s2,為標(biāo)準(zhǔn)重力加速度，9 4為A點(diǎn)的當(dāng)?shù)貜椀纼A角，步4為A點(diǎn) 的當(dāng)?shù)睾桔E偏角，YA點(diǎn)的傾側(cè)角，A步為捕獲轉(zhuǎn)角。由圓弧的半徑和A點(diǎn)的坐標(biāo)推出 (^的坐標(biāo)和B點(diǎn)的坐標(biāo)：
[0011] 根據(jù)螺旋線的相關(guān)計(jì)算方法計(jì)算出其余各個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)C、D、E的坐標(biāo)。
[0012] 末端能量管理的一個(gè)重要任務(wù)是地面跟蹤航程的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，待飛航程表示為：
[0013]St0 -SAC+SHAC+SPF (2)
[0014] 式中SA。、SHA。、SPF*別是捕獲段、HAC轉(zhuǎn)彎段和預(yù)著陸段的預(yù)測(cè)航程。分別計(jì)算各 段航程，從而得出總航程。
[0015] 步驟三、水平軌跡規(guī)劃和航程預(yù)測(cè)的基礎(chǔ)上，需要進(jìn)行高度策略的規(guī)劃。入場(chǎng)方式 一高度的規(guī)劃分為兩段：A點(diǎn)到C點(diǎn)和C點(diǎn)到E點(diǎn)。兩段高度分別用與航程有關(guān)的二次多 項(xiàng)式來進(jìn)行規(guī)劃。兩個(gè)二次多項(xiàng)式設(shè)計(jì)如下：
[0016]CE段：hCE=an+a12sAC+a13sAC2 (3)
[0017]AC段：hAC -a01+ag2SCE+ag3sCE (4)
[0018] 式中311、312、313、3。1、3。 2為3均是待定系數(shù)。8^為六點(diǎn)和(：點(diǎn)間的航程，8〇?為(：點(diǎn) 和E點(diǎn)間的航程。
[0019] 步驟四、要獲得完整的參考軌跡，對(duì)軌跡上各個(gè)點(diǎn)的能量加以推演，確定軌跡末端 的能量狀態(tài)，判定最優(yōu)軌跡。
[0020] 捕獲段和直線段的能量推演：
[0021] 飛行器單位重量的能量值表示如下：
[0022]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于幾何規(guī)劃的滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法，其特征在于包括以下 步驟： 步驟一、建立機(jī)場(chǎng)坐標(biāo)系，原點(diǎn)為機(jī)場(chǎng)坐標(biāo)位置，X軸沿機(jī)場(chǎng)方向45°指向東北方向?yàn)?正，y軸垂直于當(dāng)?shù)厮矫嫦蛏?，z軸與X軸y軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系； 步驟二、對(duì)于各點(diǎn)的坐標(biāo)值以及相應(yīng)的航程計(jì)算推導(dǎo)如下： A點(diǎn)是末端能量管理的起始點(diǎn)，坐標(biāo)記為（X1,Z1)，末端能量管理段的初始速度記為vA， 貝IJ得到圓弧段AB的近似轉(zhuǎn)彎半徑： i? =v>2(/(gcos((9,)lan(y()) (1) 式中g(shù)= 9. 8204m/s2,為標(biāo)準(zhǔn)重力加速度，9 &為A點(diǎn)的當(dāng)?shù)貜椀纼A角，$ &為A點(diǎn)的當(dāng) 地航跡偏角，YaSA點(diǎn)的傾側(cè)角，Ait為捕獲轉(zhuǎn)角；由圓弧的半徑和A點(diǎn)的坐標(biāo)推出O:的 坐標(biāo)和B點(diǎn)的坐標(biāo)： 根據(jù)螺旋線的相關(guān)計(jì)算方法計(jì)算出其余各個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)C、D、E的坐標(biāo)； 末端能量管理的一個(gè)重要任務(wù)是地面跟蹤航程的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，待飛航程表示為： St0 一SAc+Shac+Spf ⑵ 式中SA。、Sm。、Spf*別是捕獲段、HAC轉(zhuǎn)彎段和預(yù)著陸段的預(yù)測(cè)航程；分別計(jì)算各段航 程，從而得出總航程； 步驟三、水平軌跡規(guī)劃和航程預(yù)測(cè)的基礎(chǔ)上，需要進(jìn)行高度策略的規(guī)劃；入場(chǎng)方式一高 度的規(guī)劃分為兩段:A點(diǎn)到C點(diǎn)和C點(diǎn)到E點(diǎn)；兩段高度分別用與航程有關(guān)的二次多項(xiàng)式來 進(jìn)行規(guī)劃；兩個(gè)二次多項(xiàng)式設(shè)計(jì)如下： CE段：hCE-an+a12sAC+a13sAC (3) AC段：hAC -a01+ag2SCE+ag3sCE (4) 式中an、a12、a13、a^、Btl3均是待定系數(shù)；sAc為A點(diǎn)和C點(diǎn)間的航程，s〇^為C點(diǎn)和E點(diǎn)間的航程； 步驟四、要獲得完整的參考軌跡，對(duì)軌跡上各個(gè)點(diǎn)的能量加以推演，確定軌跡末端的能 量狀態(tài)，判定最優(yōu)軌跡； 捕獲段和直線段的能量推演： 飛行器單位重量的能量值表示如下：
式中，V為飛行器當(dāng)前的速度值，h為飛行器的高度值，g為重力加速度；從入口點(diǎn)到螺 旋線初始點(diǎn)的能量推演采用簡(jiǎn)化的歐拉積分得到
為下一時(shí)刻能量值；當(dāng)前速度V由式（5)中的E決定； HAC和ALI段的能量推演： HAC段和直線預(yù)著陸段的能量規(guī)劃采用的獨(dú)立變量由原來的地面跟蹤航程變?yōu)槟芰浚?br>的航程；初始能量由上一段結(jié)束點(diǎn)來計(jì)算，末端能量根據(jù)約束已知； 預(yù)定著陸段設(shè)傾側(cè)角為零，HAC轉(zhuǎn)彎段的角度通過下式計(jì)算：
在航程滿足要求的基礎(chǔ)上，尋找使高度偏差最小的軌跡，記為最優(yōu)軌跡：hALI_hkeJ〈Sk (9) hkmd是第k次最后推演的高度值，hAU為能量推演終點(diǎn)要求高度；Sk為第k次迭代得 到的高度偏差；若第k+1次推演得到的Sk+1滿足： 8 k+1< 8k (10) 則用k+1次迭代的得到的參數(shù)對(duì)原有的參數(shù)進(jìn)行更新最終確定出最優(yōu)的X、Rf、A步。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于幾何規(guī)劃的滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法，用于解決現(xiàn)有滑翔飛行器末端能量管理軌跡規(guī)劃方法實(shí)用性差的技術(shù)問題。技術(shù)方案是根據(jù)飛行器進(jìn)入TAEM段的狀態(tài)，利用幾何規(guī)劃方法快速規(guī)劃出合理可行的TAEM平面軌跡。在TAEM平面軌跡規(guī)劃的基礎(chǔ)上進(jìn)行高度推演從而給出完整的軌跡規(guī)劃策略。由于采用幾何規(guī)劃過程中采用螺旋線的方式進(jìn)入自動(dòng)著陸段的入口，有效避免了過載突變情況的出現(xiàn)，從而對(duì)飛行器機(jī)動(dòng)性的要求降低。同時(shí)，軌跡規(guī)劃時(shí)考慮了飛行器在TAEM段初始時(shí)刻的狀態(tài)，針對(duì)飛行器進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)分類規(guī)劃出相應(yīng)的飛行軌跡，能夠快速規(guī)劃出合理軌跡，適應(yīng)不同進(jìn)場(chǎng)方向的要求，且經(jīng)過仿真驗(yàn)證規(guī)劃速度較快。
【IPC分類】G05D1-10
【公開號(hào)】CN104714553
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510018082
【發(fā)明人】周軍, 盧青, 王歡, 呼衛(wèi)軍
【申請(qǐng)人】西北工業(yè)大學(xué)
【公開日】2015年6月17日
【申請(qǐng)日】2015年1月14日