RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计

针对火箭基组合动力(RBCC)可重复使用运载器(RLV)轨迹多段、多控制变量、推力与飞行轨迹耦合,飞行轨迹设计困难的问题,提出了基于高斯伪光谱方法的数值优化求解模型和求解方法,并获得满足要求的上升段燃料最省轨迹。将该轨迹分为3部分,分别由引射火箭、亚燃冲压和超燃冲压发动机提供动力,以攻角和燃料秒流量为控制变量,根据轨迹任务和各模态发动机启动及工作条件建立优化模型、设定各段末端和路径约束,利用高斯伪谱法求解最优轨迹并利用特殊方法计算边界控制变量。通过与传统方法所得轨迹的对比表明,所建立的优化模型和方法可快速求解出RBCC运载器上升段最优轨迹,优化结果符合RBCC运载器工作特点。     

高超声速飞行器上升段最优制导间接法研究

高超声速飞行器的机身－推进一体化设计使得气动和推进之间存在强非线性耦合,本文针对高超声速飞行器的特点,提出了求解最优上升轨迹的一种可行方案。在零侧滑角和力矩瞬间平衡假设下对上升段飞行问题进行最优建模,将质量引入为状态量,以最省燃料为指标,以推力方向为最优控制量,根据极大值原理推导一阶最优条件。为数值求解两点边值问题,以解析解作为初始猜想,应用经典的有限差分方法和改进的牛顿法,在满足攻角过程约束下,通过同伦算法迭代求解最优轨迹。仿真在给定的初始约束和终端约束下进行,结果表明该制导算法能够实现对高超声速飞行器上升轨迹的优化,以参考面积为同伦参数的迭代方法,能够保证算法的收敛性和快速性。
     

基于hp伪谱同伦凸优化的火箭垂直回收在线轨迹规划方法

针对可重复使用运载火箭垂直回收轨迹优化问题,提出了一种带有最优终端时间估计策略的hp伪谱同伦凸优化在线轨迹规划算法。首先,考虑状态约束和过程约束的非凸性,采用无损凸化处理推力幅值约束;然后,结合同伦方法与不动点迭代思想将气动力与非凸质量约束转化为线性时变剖面,完成问题凸化;进一步基于hp flipped Radau伪谱法对问题进行离散化处理,将最优控制问题转化为参数优化问题,进而采用原-对偶内点法求解;最后,为进一步减少燃料消耗,提升经济效益,考虑最优终端时间难以在线确定的问题,结合解析推导与二次插值法,设计了最优终端时间快速估计策略。仿真结果表明所设计的轨迹优化算法最优终端时间估计速度快,收敛性能良好,具有较高的精度和计算效率,具备在线应用的潜力。     

一种燃料最省的火星精确着陆动力下降段快速轨迹优化方法

针对火星精确着陆问题,给出一种燃料最省的火星着陆动力下降段快速轨迹优化方法。首先以燃料最省为指标建立了着陆器动力下降段轨迹优化问题模型,然后利用极大值原理对该模型的推力大小、推力方向与协状态变量之间的关系进行分析,得出着陆器推力只能以最大或最小推力工作、推力方向和与速度对应的协状态矢量方向相同的结论。并以此为基础,将原问题的状态微分方程和协状态微分方程转换为有限个推力为常值的分段函数,推导每段内微分方程的解析表达式,给出了动力下降段轨迹优化方法的算法流程;最后通过数学仿真将所提出的方法与凸规划、多项式制导方法进行比较。结果表明该方法不仅避免了多项式方法没有考虑推力约束及燃料消耗的缺陷,而且在计算效率方面较凸规划方法有大幅度提高。     

月球软着陆下降轨迹与制导律优化设计研究

对月球软着陆全过程三阶段下降轨迹和制导律进行了优化设计研究,结合工程实际给出了月球软着陆飞行轨迹初步方案。制动段基于均匀球体三维动力学模型,获得一种燃料次优解析制导律;该制导律通过单步优化得到了推力角控制量的解析形式,并在推力角中引入前馈项用以消除近月点初始偏差。接近段采用平面月球模型,利用重力转弯技术,得到了解析形式的最优开关制导律。着陆段以安全性为首要目标,基于垂直降落模型,采用程序控制策略,研究了等效连续变推力制导方法。最后,分别对三阶段下降轨迹和制导律进行了算例分析,给出了软着陆全过程飞行参数变化曲线。结果表明,软着陆下降轨迹和制导律方案的设计和优化是可行的。     

基于凸优化理论的含约束月球定点着陆轨道优化

针对月球精确定点软着陆问题,考虑导航及障碍检测敏感器视场约束及制动发动机推力大小约束,对月球动力下降段轨道优化方法进行了研究。首先建立了含约束条件的三维定点软着陆轨道优化问题模型,根据庞德亚金极小值原理推导了最优推力开关方程,并给出了推力奇异区间不存在的证明。针对优化模型中的复杂非线性约束,引入凸优化理论将问题转化为二阶锥优化问题,并采用内点法求解了最优标称轨迹。最后给出了月球软着陆制动段、接近段的仿真结果,验证了该着陆轨道优化方法的有效性。     

一种预测校正制导中攻角剖面的在线规划方法

提出一种预测校正制导中基于可达性量化评估的攻角剖面在线规划方法。首先采用最大纵程、最大横程、最小纵程3个关键参数构建可达区模型,并通过大量的离线弹道计算构建上述3个关键参数与升力修正因子、阻力修正因子和常值攻角的三维插值数据库。提出一种可达性量化因子用于反应期望终端位置的可达性。在飞行中对升力修正因子和阻力修正因子进行在线辨识,在攻角剖面的在线规划时以可达性量化因子最小为优化目标。仿真表明采用该方法可以获得较高的可达性判断正确率,攻角剖面的在线规划可以提高预测校正制导的成功率。本方法对于无动力升力式飞行器的制导策略在线决策和优化具有参考和应用价值。     

参数自适应凸优化下的月面着陆最优轨迹规划

针对月面高精度下降着陆问题,提出了一种基于最优观测器的参数自适应凸优化月面着轨迹规划算法。首先,针对下降着陆主减速段需要尽可能减少燃料消耗的问题,考虑约束及动力学模型的非凸性,采用无损凸化技术将月面下降着陆问题转化为二阶锥规划问题;其次,为减少下降着陆过程中质量、比冲等参数不确定性影响,设计了基于Riccati方程的最优观测器;再根据标称参数凸优化所产生的最优轨迹进行飞行,利用该过程中加速度计实时测量信息,结合推力器输出信息,实现对着陆器参数的在线实时估计;在参数估计实现收敛后,通过在线求解二阶锥规划问题实现最优轨迹的在线规划。仿真结果表明,该观测器能够实现在线参数实时估计;该算法相较其他定点着陆算法,仅需要发动机具有离散的推力域,且具有精度更高的优势。     

基于任务规划的有限推力燃料最优交会

给出了空间交会冲量机动任务规划及基于该任务规划的有限推力燃料最优交会算法。首先,以双冲量空间交会作为问题的初步模型,采用Battin-Vaughan算法对追踪器初始位置和飞行时间的组合进行遍历计算,通过分析特征速度等值线图,进行空间交会的任务规划,为有限推力燃料最优交会提供重要的初值条件。基于任务规划分析,建立了有限推力燃料最优交会的最优控制模型,根据庞特里亚金极值原理将最优控制问题转化为两点边值问题,采用共轭梯度算法进行数值求解。在变轨时间固定、连续变推力的情况下,以总冲最小、满足终端位置和速度约束为指标,对推力大小和方向进行优化。通过数值仿真,得到了一些重要的结论,为工程应用提供了一定参考价值。     

带落速落角约束的高超声速飞行器俯冲轨迹规划方法

针对高超声速飞行器俯冲段精确打击任务需求,提出了一种能够同时满足落速与落角约束的轨迹规划方法。建立了两段式轨迹规划策略,第一段采用参数化控制剖面调节飞行速度,第二段采用传统偏置比例导引律实现落角控制。将控制剖面的参数设计分解为多参数优化与单参数搜索两个问题：通过离线求解可行初始位置范围最大的多参数优化问题,提高控制剖面对初始偏差的适应性;通过在线求解带罚函数的单参数搜索问题,得到落速偏差最小的俯冲轨迹。结合高超声速飞行器模型,对所提出的俯冲轨迹规划方法进行了仿真。结果表明,该方法能够得到满足落速与落角约束的俯冲轨迹,具有较好的求解效率,且对初始状态偏差具有较强的鲁棒性。     

高超声速滑翔飞行器引入段弹道优化

高超声速飞行器弹道优化设计的目的足得到高超声速飞行的控制指令，从而得到方案弹道，针对其数学模型，寻找一个作为输入的攻角规律使得弹道最优。我们将此弹道问题转化成最优控制问题，通过极大值原理得到最优弹道的一阶必要条件。我们采用遗传算法求解了此两点边值问题。首先从次优化弹道得到攻角的变化规律，然后由从次优化弹道估计出的攻角范围推导出初始伴随变量的变化范围，再用遗传算法在此范崮内优化初始伴随变量得到了伞局最优弹道和相应的初始伴随变量。通过一个实例求得了满足热流约束的最大终端速度弹道，通过比较可知优于次优化弹道，从数值计算例子还可以看到遗传算法是求解两点边值问题的一种比较好的方法。     

火箭垂直回收多阶段最优轨迹规划方法

针对火箭高空再入定点回收，基于凸优化方法提出一种考虑气动力和推力控制的多阶段轨迹优化方法。在气动减速段，通过控制总攻角，实现气动升力和阻力的调制。由于气动力连续变化，使用Legendre-Gauss-Radau伪谱离散方法进行离散化，利用较少的离散点实现较高的数值精度。在动力减速段，推力矢量为控制变量。由于推力调节可能出现不连续，采用等距离散方法进行离散。在此基础上，将发动机开、关机时间也作为优化变量，并考虑各种约束，构建了多阶段离散最优控制模型。使用无损凸化方法对升力约束和推力约束进行松弛，并通过逐次凸化消除由气动力、自由时间变量以及质量引入的非凸约束，最终将问题描述为序列迭代求解的二阶锥规划问题(SOCP)。通过仿真校验，经过少量的逐次凸化迭代，可快速收敛到最优解，且落点调节范围更大，燃料更省。     

高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法

以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象，通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速，并使其满足中末制导交班条件，以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律，解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上，建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法，有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此，数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速，并具有较高的制导精度。     

吸气式高速飞行器爬升-巡航轨迹在线优化

针对吸气式高速飞行器的大气层内爬升和巡航飞行段,进行了在线轨迹优化设计。与传统的爬升段结合定高定速巡航轨迹形式不同,采用优化的方法得到的轨迹能够保证性能指标的最优性。首先,将轨迹优化问题建模为非线性最优控制问题,控制量包括攻角、倾侧角以及燃油当量比。然后,对问题的非线性进行了处理,将变量进行离散化,得到凸优化问题。分析了飞行器的气动和推力特性,设计了优化变量的初始参考。最后,设计算法的外环迭代策略,将每一次求得的解作为参考轨迹进行下一次迭代计算。数值仿真结果表明,该方法能够解决吸气式高速飞行器爬升巡航段轨迹优化问题,并且求解时间满足在线轨迹优化要求。     

基于序列二次规划算法的再入轨迹优化研究

介绍了序列二次规划算法在飞行器再入轨迹优化问题中的应用.首先引入了能量替代变量对无量纲运动方程进行推导,使得运动方程和优化问题易于处理,考虑严格的过程约束和终端约束,以攻角和倾侧角为控制变量,总加热量最小为性能指标;然后通过直接配点法将最优控制问题转化为非线性规划问题,选取各节点的状态量和控制量作为优化参数;最后应用序列二次规划算法对非线性规划问题进行求解.针对多约束的再入飞行器的轨迹优化时对初值敏感的问题,提出一种参考轨迹快速规划算法,提高了优化速度.仿真结果表明提出的方法能够较快地搜索到最优轨迹,满足所有约束且落点精度高.     

再入轨迹多约束模型预测静态凸规划方法

针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。     

Algorithms for the transport spacecraft descending stage lateral motion control

This report deals with the problems of synthesizing algorithms for controlling the attitude manoeuver of a transport spacecraft aimed at injecting the spacecraft into a closed terminal domain of “heading-range” phase coordinates which makes it possible to descend to the landing aerodrome region in accordance with a spiral trajectory tracking pattern. The descent trajectory is controlled by changing the roll angle. The principal distinguishing feature of the suggested method of transport spacecraft lateral motion control resides in guiding the spacecraft to a terminal curve and in providing an automatic transfer from roll control to interacting control of roll angle and angle of attack. The performance of the control algorithm under transient conditions are considered in detail.Algorithms controlling the longitudinal range by varing the magnitude of the roll angle and lateral range by selecting the respective sign of the roll control angle are thereafter synthesized separately. The major problem in designing the angular motion control system of transport spacecraft is the development of a high-rate roll axis turn control algorithm. To ensure high accuracy of lateral manoeuvering of the spacecraft it is expedient to accomplish the spacecraft reorientation in roll in a minimum time. It is therewith necessary to take into account with the sideslip angle limitation associated with the need of complying the design conditions of the spacecraft flowaround and with the spacecraft skin selected temperature conditions. It is expected that the total side slip angle is acceptable for measurement. Within the greater portion of the descent trajectory constant-thrust jet-reaction control engines are employed as actuators. Therefore, together with the high speed of response developed control algorithm provides an adequate efficiency of the system from the viewpoint of fuel consumption. The possibilities offered by the suggested algorithms controlling the lateral motions of the center of masses and around the center of masses during the descent stage and in the course of landing approach manoeuvering are illustrated by an example considering a hypothetical transport spacecraft featuring variable aerodynamics and a low frequency of natural oscillations of the angular motion loop. The suggested algorithms make it possible to fully employ the transport spacecraft maneuverability and to meet the terminal heading and velocity requirements within a wide class of disturbances.