一種低升阻比返回器混合制導(dǎo)卸載方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及航空航天技術(shù)領(lǐng)域，特別是設(shè)及一種低升阻比返回器混合制導(dǎo)卸載方 法。
【背景技術(shù)】
[0002] 目前航天工程中再入返回任務(wù)仍然普遍采用低升阻比返回器，而再入任務(wù)中過載 的控制問題尤為關(guān)鍵，過載控制不當(dāng)極有可能給對飛行員的生命造成嚴(yán)重威脅。因此為了 保證載人航天返回任務(wù)中飛行員的人身安全，確保飛行器安全返回預(yù)定著陸點(diǎn)，就要對返 回過程中的過載施加控制策略，使飛行器過載在安全范圍內(nèi)。對返回過載控制問題首先要 確定使用何種制導(dǎo)方法。關(guān)于制導(dǎo)控制方法，國內(nèi)外已有部分研究成果，其中有標(biāo)準(zhǔn)軌道跟 蹤制導(dǎo)，該制導(dǎo)方法邏輯簡單，但對飛行器再入初值較敏感。近幾年提出的預(yù)測校正再入制 導(dǎo)方法，該方法實(shí)時(shí)性強(qiáng)，但計(jì)算性能提出了較高的要求。在對過載的抑制方面，主要包括： 基于匹配漸進(jìn)展開的卸載方法，通過采用近似方法對過載進(jìn)行分析從而減小數(shù)值計(jì)算;跳 躍式過載抑制方法，將氣動(dòng)升力等效為引力擾動(dòng)來抑制過載;預(yù)測負(fù)載減緩策略，通過初始 再入傾側(cè)角的調(diào)整來改變負(fù)載。運(yùn)些方法在一定程度上緩解過載偏高的問題，但依然存在 不足。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有技術(shù)中的不足，解決低升阻比飛行器再入過程中過載較 高的問題，并快速實(shí)現(xiàn)低升阻比飛行器跳躍式再入軌跡的優(yōu)化。
[0004] 為此，本發(fā)明提供了一種低升阻比返回器混合制導(dǎo)卸載方法，在跳躍式再入的基 礎(chǔ)上設(shè)計(jì)制導(dǎo)律，將預(yù)測校正制導(dǎo)和標(biāo)準(zhǔn)軌跡跟蹤制導(dǎo)相結(jié)合構(gòu)建混合制導(dǎo)策略，并在此 基礎(chǔ)上分析卸載策略，借助粒子群優(yōu)化算法優(yōu)化二次再入傾側(cè)角，定義過載峰值為適應(yīng)度 函數(shù)，求解過載峰值最小值時(shí)的傾側(cè)角作為實(shí)際飛行的二次初始再入傾側(cè)角，使制導(dǎo)在滿 足落點(diǎn)精度的情況下，實(shí)現(xiàn)對整個(gè)再入過程過載的控制與優(yōu)化，具體包括如下步驟：
[0005] 步驟1、建立低升阻比飛行器再入過程的動(dòng)力學(xué)模型；
[0006] 步驟2、采用預(yù)測校正制導(dǎo)方法和標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法相結(jié)合的混合制導(dǎo)方法設(shè)計(jì) 制導(dǎo)律：
[0007] 根據(jù)大氣密度在不同高度層的特點(diǎn)，同時(shí)考慮到對制導(dǎo)的精度和計(jì)算性能的要 求。采用一種預(yù)測校正制導(dǎo)方法和標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法相結(jié)合的混合制導(dǎo)方法設(shè)計(jì)制導(dǎo)律。 將跳躍軌跡分為兩個(gè)階段，初次再入段和二次再入段。初次再入段，高度約120km，速度約 1 Ikm/s，該階段再入速度較大，同時(shí)大氣的不穩(wěn)定性較大，因此采用魯棒性較好的預(yù)測校正 再入制導(dǎo)方法來確保該階段制導(dǎo)的精度。初次再入階段又包括下降段、上升段和開普勒段。 該階段將傾側(cè)角規(guī)劃為剩余航程的函數(shù)，將航程在橫向和縱向上進(jìn)行解禪，使飛行器的剩 余航程等于當(dāng)前點(diǎn)到落點(diǎn)的大圓弧距離，剩余航程的微分方程為：
[000引?ρ; (1)
[0009]其中，r為地球中屯、到飛行器的距離，丫為飛行路徑角，V為飛行速度。
[0010] 終端控制條件：
[0011] 0(tf) =白f，Φ (tf)= Φ?，Γ(??)=η (2)
[0012] 傾側(cè)角參數(shù)優(yōu)化問題可描述為：尋找一個(gè)〇〇,使它在最后階段的特定速度能夠滿 足到達(dá)目標(biāo)的落點(diǎn)偏差要求。為確保傾側(cè)角的合適范圍，且使規(guī)劃連續(xù)，采用傾側(cè)角線性化 方法：
[oou]
(3)
[0014] 其中σ日為初始再入傾側(cè)角，〇2化為二次再入傾側(cè)角，S日為初始剩余航程，S2t功二次 再入時(shí)的剩余航程，大約為2000虹，化化取70°，因此0的求解可轉(zhuǎn)化為單參數(shù)尋根問題，可用 割線法等方法求解，σ的符號(hào)采用橫向邏輯。
[0015] 二次再入階段從過載為0.05g開始，高度約為80虹1。該階段特點(diǎn)是速度已明顯低于 第一階段，在該階段大氣密度的波動(dòng)較小。因此該階段采用標(biāo)準(zhǔn)軌道跟蹤方法，可減少飛行 器對計(jì)算性能的要求。
[0016] 步驟3、定義適應(yīng)度函數(shù)：
[0017] 考慮的飛行器屬于典型的鐘形結(jié)構(gòu)，飛行過程中飛行器法向過載和縱向過載都可 能出現(xiàn)超出預(yù)期的情況，因此采用總過載的形式
[001 引
（4}
[0019]其中，L和D分別為升/阻力加速度，定義如下：
[0020] D = p(VsV)^refCD/(2m) (5)
[0021] L = p(VsV)^refCL/(2m) (6)
[0022] 其中，Sret為飛行器參考迎風(fēng)表面積。為飛行器參考迎風(fēng)表面積，Cd和Cl分別為阻力 和升力系數(shù)，m為飛行器質(zhì)量，P為大氣密度，速度V的尺度因子為'巧-··#蒜^Ro為地球半 徑，go = 9.81m/s。
[0023] 將式(5)和(6)代入(4)可得：
[0024]
(7)
[0025] 在初次再入階段和二次再入階段飛行器速度都有明顯變化，初次再入階段速度較 大，但大氣密度相對較小;而二次再入階段速度有所減小，但大氣密度相對較大，因此，再入 飛行過程中過載可能會(huì)出現(xiàn)兩次峰值，定義如下適應(yīng)度函數(shù)：
[0026] f itnessfunction=max[na(02th) ] (8)
[0027] 步驟4、對所述適應(yīng)度函數(shù)全局優(yōu)化，通過優(yōu)化求取總過載值最小時(shí)的傾側(cè)角，并 將該傾側(cè)角作為實(shí)際飛行的二次初始再入傾側(cè)角，其中二次再入初始傾側(cè)角〇〇在(0°，90°) 區(qū)間取值。
[0028] 過載的分配與傾側(cè)角的優(yōu)化有很大關(guān)系，不適當(dāng)?shù)膬A側(cè)角有可能使飛行器承受不 必要的過載，給乘員帶來安全威脅，二次再入的傾側(cè)角的選擇是制導(dǎo)中過載優(yōu)化的關(guān)鍵。實(shí) 驗(yàn)分析可知，二次再入初始傾側(cè)角〇〇過低時(shí)，可能會(huì)導(dǎo)致飛行器在最后階段航程調(diào)節(jié)能力 不足，破壞飛行器著陸精度。
[0029] 步驟5、根據(jù)優(yōu)化結(jié)果輸出相應(yīng)的再入軌跡。
[0030]上述步驟1建立低升阻比飛行器再入過程的動(dòng)力學(xué)模型為無量綱Ξ自由度運(yùn)動(dòng)方 程，具體如下：
[0037] 其中，微分量為時(shí)間τ，即Τ二?7./馬巧;；，r為地球中屯、到飛行器的距離，Ω為地球 自轉(zhuǎn)速度，尺度因子為和Φ分別為地球經(jīng)度和締度，丫為飛行路徑角，Φ為航向角 (正北方向，順時(shí)針為正），〇為傾側(cè)角，即控制量，
[0038] 上述步驟4對所述適應(yīng)度函數(shù)全局優(yōu)化，所述全局優(yōu)化方法為粒子群優(yōu)化算法，具 體優(yōu)化步驟如下：
[0039] 步驟4.1、初始化粒子群，設(shè)定粒子群參數(shù)，并為每個(gè)粒子隨機(jī)賦予初始位置和初 始速度；
[0040] 步驟4.2、計(jì)算每個(gè)粒子對應(yīng)的過載峰值；
[0041 ] 步驟4.3、確定當(dāng)前代k粒子群每個(gè)粒子個(gè)人歷史最優(yōu)位置Pi (k)，i = 1，2，…，Ν和 粒子群迄今為止所經(jīng)歷的最優(yōu)位置Pg化），其中N為粒子群的粒子數(shù)；
[0042] 步驟4.4、更新每個(gè)粒子的速度和位置；
[0043] 步驟4.5、更新整個(gè)種群的全局最優(yōu)位置；
[0044] pg(k)=arg{min(f[pg 化）])} (15)
[0045] 步驟4.6、檢驗(yàn)終止條件，如果當(dāng)前的進(jìn)化次數(shù)達(dá)到預(yù)設(shè)的最大進(jìn)化代數(shù)或優(yōu)化結(jié) 果達(dá)到預(yù)設(shè)誤差，則尋優(yōu)結(jié)束，輸出最優(yōu)解及最優(yōu)值，否則將返回(4.2)繼續(xù)進(jìn)行捜索；
[0046] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下特點(diǎn)：
[0047] (1)由于采用預(yù)測校正制導(dǎo)和標(biāo)準(zhǔn)軌跡跟蹤制導(dǎo)相結(jié)合構(gòu)建混合制導(dǎo)策略，使所 得軌跡在一定誤差精度內(nèi)滿足各個(gè)約束條件，保證了軌跡的可行性；
[004引（2)由于采用二次再入傾側(cè)角優(yōu)化，在不影響著陸精度的情況下，可W方便地實(shí)現(xiàn) 卸載；
[0049] (3)由于采用粒子群算法進(jìn)行軌跡優(yōu)化，因而具有快速收斂和全局尋優(yōu)特性，滿足 軌跡優(yōu)化的精確性、快速性和可行性。
【附圖說明】
[0050]圖1為本發(fā)明提供的實(shí)施例的流程圖；
[0051 ]圖2為本發(fā)明提供的實(shí)施例軌跡優(yōu)化粒子群初始化后的仿真圖；
[0052] 圖3為本發(fā)明提供的實(shí)施例進(jìn)跡優(yōu)化粒子群進(jìn)化10代后的仿真圖；
[0053] 圖4為本發(fā)明提供的實(shí)施例軌跡優(yōu)化粒子群進(jìn)化20代后的仿真圖；
[0054] 圖5為本發(fā)明提供的實(shí)施例軌跡優(yōu)化粒子群進(jìn)化50代后的仿真圖；
[0055] 圖6為本發(fā)明提供的實(shí)施例軌跡優(yōu)化(卸載)的收斂曲線。
【具體實(shí)施方式】
[0056] 為進(jìn)一步闡述本發(fā)明達(dá)成預(yù)定目的所采取的技術(shù)手段及功效，W下結(jié)合附圖及實(shí) 施例對本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】作進(jìn)一步詳細(xì)的描述。
[0057] 飛行器采用Apollo返回艙參數(shù)，質(zhì)量5443kg，底部參考面積12m2,最大傾側(cè)角速率 為20deg/s，最大傾側(cè)角加速度為lOdeg/s，飛行航程為5000km，再入條件為航程5000km，高 度120km，初始速度llOkm/s。再入點(diǎn)經(jīng)締度(244.8° ,-41.1° )，著陸點(diǎn)經(jīng)締度(242.1°，34°)。
[0058] 參照圖1，本實(shí)施例的具體實(shí)現(xiàn)步驟如下：
[0059] 步驟1、建立低升阻比飛行器再入過程的動(dòng)力學(xué)模型；
[0060] 步驟2、采用預(yù)測校正制導(dǎo)方法和標(biāo)準(zhǔn)軌道制導(dǎo)方法相結(jié)合的混合制導(dǎo)方法設(shè)計(jì) 制導(dǎo)律：
[0061] 根據(jù)大氣密度在不同高度層的特點(diǎn)，同時(shí)考慮到對制導(dǎo)的精度和計(jì)算性能的要