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基于Gauss伪谱方法的高超声速飞行器再入轨迹快速优化 总被引:11,自引:3,他引:8
基于一种求解最优控制问题的新方法—Gauss伪谱法(Gauss Pseudospectral Method\|GPM) ,研究了高超声速飞行器滑翔式再入的快速轨迹优化问题。针对远程多约束条件下滑翔式再 入轨迹优化问题的难点,提出了基于GPM的串行分段优化策略,包括三个方面:(1) 构造了 设计变量初值生成器,获得近似最优解作为优化初值;(2) 提出从可行解到 最优解的串行优化策略;(3) 引入平衡滑翔条件构造动态分段点,将再入轨迹分为初始下降 段和滑翔段分别求解。以某高超声速再入飞行器为对象进行轨迹优化计算,仿真结果验证了 本文的轨迹优化方法具有较高的精度和计算效率。
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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。 相似文献
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针对新型升力式再入飞行器再入轨迹终端需满足多约束条件的情况,研究 了一种基于非线性最优终端匹配的再入轨迹快速规划方法。根据升力式再入特性和任务需要 ,将飞行器再入轨迹划分为初始下降段、准平衡滑翔段和终端匹配段,其中初始下降段和准 平衡滑翔段采用单参数迭代搜索法快速生成轨迹,终端匹配段则基于一种全局插值多项式来 离散化控制变量,并采用复形调优法对这一参数化最优问题进行非线性优化求解。仿真结果 表明,轨迹快速规划方法可以在半分钟内生成一条满足多终端约束的再入轨迹,并具 有较高的精度。该方法对于未来新型升力式再入飞行器具有很好的工程应用前景。
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高超声速无动力远程滑翔飞行器多约束条件下的轨迹快速生成 总被引:10,自引:5,他引:5
研究了一种考虑各种弹道约束的远程滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。将再入轨迹分为初始下降段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段。考虑地球旋转影响对一般的拟平衡滑翔条件加以改进,利用该条件将各种约束条件转换为控制变量约束,推导速度与航程的近似关系,从而将纵向多约束参考轨迹设计问题转化为一维空间的单参数搜索问题。基于LOR方法对纵向参考轨迹跟踪的同时,采用航向角误差走廊控制完成三自由度再入轨迹规划。仿真计算表明,本文的轨迹快速生成方法能在在一般高性能微机上耗时2~3秒生成一条航程10000km左右的满足多种约束的再入轨迹,具有应用于在线制导问题的潜力。 相似文献
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RLV再入轨迹机载快速优化 总被引:3,自引:0,他引:3
为了可重复使用飞行器再入轨迹机载快速优化的需求,开发一种再入轨迹快速优化算法。根据RLV再入三维轨迹的特点,引入了新的假设,对RLV再入轨迹状态方程进行简化处理,使优化迭代计算量大大减少,在此基础上,使用乘子法对再入终端约束进行处理,然后用共轭梯度法求解优化再入轨迹,最后以美国航天飞机为例计算再入最优轨迹。结果验证该算法在满足约束条件的情况下,具有很快的收敛速度,在不同初始再入条件和终端约束条件下,计算机时一般小于一分钟。该算法具有很好的工程应用前景。 相似文献
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一种新型RLV再入轨迹在线规划方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle, RLV)再入轨迹在线规划问题,提出了一种基于割线法的标准轨迹快速生成方法。该方法以驻点热流、法向过载、动压和平衡滑翔限制为再入过程约束,以再入初始点和结束点的高度、速度为再入端点约束;在阻力加速度-速度平面内建立约束模型后,设计了折线形式的标准轨迹;采用割线法迭代计算轨迹转折点以调整轨迹形状,使最终规划轨迹对应的航程和终端点速度同时满足设计需求。最后取3种不同航程的再入情况进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法能够在1秒内完成再入轨迹规划,并在一定航程范围内适用,能够满足在线设计标准再入轨迹的实时要求。 相似文献
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针对复杂约束条件下高超声速飞行器再入轨迹优化问题,提出一种混合算法进行求解,以解决现有轨迹优化方法对初值的强依赖性以及易陷入局部最优等问题。将高超声速飞行器再入轨迹优化建模成一个非线性规划问题,并设计双层优化结构进行求解。上层中,提出一种基于利希滕贝格图的自适应分段利希滕贝格算法(Adaptive piecewise Lichtenberg algorithm,APLA),为高斯伪谱法提供良好的初值。APLA通过引入拉丁超立方体抽样提升算法初始触发点的效能,引入全局至局部搜索分段策略及自适应因子提高算法收敛速度和收敛精度,改善算法易陷入局部最优等情况。下层中,高斯伪谱法在最优解附近具有较好的收敛速度和较高收敛精度,因此使用高斯伪谱法以加快搜索过程,提升解的全局最优性。综上,提出再入轨迹优化混合算法(APLA_GPM),实现对高超声速飞行器再入轨迹优化问题快速、准确求解。仿真结果表明,APLA_GPM在高超声速飞行器再入轨迹优化方面具有更快的收敛速度、更高的精度以及更强的鲁棒性。 相似文献
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针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题,提出一种基于稀疏差分法和网格细化技术的快速、高精度求解方法。该方法应用局部配点法将再入轨迹优化问题转化为非线性规划(NLP)问题,从两方面提高轨迹优化的效率和精度。一方面,引入一种高效的稀疏差分法计算NLP的一阶偏导数,提高NLP的求解效率;另一方面,提出一种基于新型广义二分网格的网格细化算法调整离散节点的数量和分布,使得方法能够采用较少的节点数目取得较高的优化精度,从而减小NLP的规模和计算量。应用该方法求解了高超声速滑翔再入轨迹优化问题,仿真结果表明所述方法能够快速生成一条严格满足各种约束的最优三维再入轨迹。在此基础上,研究了滑翔飞行器的再入落点区范围,进一步检验了该方法的有效性。 相似文献
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基于多学科设计优化算法的再入轨迹优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
传统的再入轨迹优化问题通常是在气动外形和质量等总体参数给定的情况下建立起来的。所设计的最优轨迹从飞行力学的角度来看是最优的,但从系统角度来看未必是最优的。在总体初步设计阶段,考虑气动外形和质量等其他学科影响的再入轨迹优化对于提高RLV的系统性能无疑具有重要意义。此时再入轨迹优化将是一个静态,动态多学科混合优化问题。以球头双锥的升力体构型RLV为例,以最小化热防护系统质量和最大横向机动距离为指标,采用两种典型的多学科优化算法来研究考虑气动外形、轨迹和热防护系统三个学科的再入轨迹优化设计问题。仿真结果表明多学科优化算法能够用来求解静态,动态多学科混合优化的再入轨迹优化设计问题,是RLV初步外形设计和任务轨迹规划的重要工具。 相似文献
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提出一种升力式再入航天器进入稠密大气后的轨迹规划方法。在预先设定攻角剖面的前提下,利用路径约束(驻点热流、动压和过载)在高度-速度(H-V)剖面内直接获得轨迹下边界;利用终端约束确定以轨迹下边界为基准的高度增量,进而通过下边界与高度增量的加和形成满足要求的再入轨迹。其中,增量的形式选取为分段二次型函数,其大小可通过割线法快速获得。倾斜角大小可根据纵向动力学方程反解得到,其方向依据航向误差角走廊确定。通过对典型工况的仿真,结果表明所提方法能够快速规划出再入轨迹,且适应性好。 相似文献
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近地空间航天器快速机动问题中一个必须考虑的现实约束就是机动轨迹不得低于大气层高度,为此给出考虑路径约束的持续推力快速机动问题的处理方法.通过在性能泛函中加入关于路径约束的惩罚项,使原本不再适用的最优控制理论仍然适用,进而可通过混合法完成问题的求解;同时保证了新问题的最优解为原问题的满足路径约束的近似最优解.最后通过数值仿真的结果验证了方法的有效性. 相似文献
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基于序列二次规划算法的再入轨迹优化研究 总被引:5,自引:0,他引:5
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. 相似文献
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基于Gauss伪谱法的高超声速飞行器多约束三维再入轨迹优化 总被引:2,自引:0,他引:2
高超声速飞行器再入飞行过程中,需要满足多种过程约束和终端状态约束,同时再入初始状态根据飞行任务不同会有较大变化,针对其特点的快速轨迹优化问题已成为当今热点。本文研究了一种基于"初值轨迹生成+Gauss伪谱法+SQP求解NLP"的方法,既利用了Gauss伪谱法收敛快、精度高的特点,又结合初值轨迹生成算法,弥补了Gauss伪谱法对初值敏感的不足。本文在仿真过程中选取再入总吸热量最小为性能指标,求解了满足多种约束的再入轨迹,并将优化的结果与数值积分的结果进行比较,验证了此算法有效性和可行性。 相似文献
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为了满足飞行器协同飞行任务需求,本文研究了带有时间约束的再入滑翔轨迹设计方法。首先,建立了合理假设条件下的再入滑翔运动模型,并且提出了一种再入滑翔轨迹分段方法。其次,针对不同飞行段特点及任务需求,分别设计了各段导引律。其中,重点推导了滑翔段飞行剩余时间和剩余航程的解析解,将剩余飞行时间与末制导交班点速度建立对应关系,运用解析预测-校正思想,通过在时间调整段和能量调整段调节倾侧角翻转时机和幅值,同时满足末端能量和时间约束。最后,通过理论分析与仿真校验说明了本方法的有效性及鲁棒性。 相似文献