高可靠性再入軌跡快速規劃方法

周文雅, 王恩美, 吳志剛,2

(1. 大連理工大學航空航天學院, 遼寧 大連 116024;2. 大連理工大學工業裝備結構分析國家重點實驗室, 遼寧 大連 116024)

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高可靠性再入軌跡快速規劃方法

周文雅1, 王恩美1, 吳志剛1,2

(1. 大連理工大學航空航天學院, 遼寧 大連 116024;2. 大連理工大學工業裝備結構分析國家重點實驗室, 遼寧 大連 116024)

提出一種高可靠性再入參考軌跡快速規劃方法。在參考軌跡生成過程中,如果飛行路徑角變化率不足夠小,擬平衡滑翔條件(quasi-equilibrium glide condition, QEGC)的應用前提得不到保證,利用QEGC所得的傾斜角剖面不保守,從而導致生成的參考軌跡有穿越再入走廊的風險。為得到高可靠性再入軌跡,在傾斜角搜索過程中,除了使再入參考軌跡滿足路徑約束與終端約束外,同時將QEGC的應用前提“飛行路徑角及其變化率為小量”作為傾斜角搜索的一項約束。計算結果表明所提方法能夠保證再入軌跡的可靠性,同時基于QEGC規劃方法的適應性得到保留。

再入軌跡規劃; 擬平衡滑翔條件; 高可靠性

0　引　言

再入參考軌跡能夠引領航天器實現再入飛行,其設計是航天器再入工程中的關鍵技術之一。對于升力式航天器再入而言,由于航天器本身升阻比大、再入飛行時間較長,必須通過氣動力機動實現駐點熱流減緩和總吸熱量降低。同時,再入過程還受到嚴格的過載和動壓限制。以上條件構成了此類航天器再入的路徑約束。除此以外,航天器再入飛行還要滿足終端約束條件,即航天器在再入段結束后、進入能量管理段前應到達指定區域范圍內,同時高度、速度、飛行路徑角均滿足末端制導要求。另外,為滿足現代航天器在軌制導需求,再入軌跡規劃必須滿足快速性和適應性要求。

從20世紀50年代開始,有關再入軌跡規劃的研究就已經開展。早期的研究主要是針對航天飛機再入而展開的,在滿足路徑約束的前提下,根據航程要求規劃阻力加速度相對速度的剖面,并以此作為航天飛機再入軌跡[1]。在此基礎上,文獻[2]通過對動力學模型進行簡化,以能量作為自變量,利用降維模型規劃了再入軌跡,提高了軌跡規劃速度。

隨著計算機性能的大幅提高和優化理論的不斷發展,利用優化方法來獲得再入軌跡的研究受到廣泛關注。其中,近些年以Gauss偽譜方法為代表的直接優化方法得到大量研究和應用[3-6]。它摒棄了間接法中猜測協狀態的困難,能夠方便地給出路徑約束和終端約束條件,同時由于微分形式Gauss偽譜方法的運用,運算速度進一步提高。但同時發現,由于Gauss偽譜方法只關注Gauss點上狀態量和控制量的計算,Gauss點間狀態量和控制量是通過插值獲得的,這將造成再入軌跡不夠平滑。同時由于末端狀態不受路徑約束的限制,跳變現象時有發生。此外,其他優化方法在計算最優再入軌跡中也有所應用,如二次規劃法[7],智能尋優算法[8-9]等。兩點邊值問題的新算法也給軌跡優化提供了新的思路[10-11]。盡管通過優化理論能夠離線設計出滿意的再入軌跡,但由于優化方法對初始條件敏感,收斂性及收斂速度難以保證,這些缺陷決定了這種方法難以得到實際應用。

近些年,以擬平衡滑翔條件(quasi-equilibrium glide condition, QEGC)為核心算法的軌跡規劃方法得到進一步發展[12-14]。其求解思路為:在“飛行路徑角及其變化率均為小量”前提下,利用擬平衡滑翔條件將路徑約束直接轉化為控制量的上下邊界,即邊界范圍內的控制量對應的再入軌跡一定滿足路徑約束條件。進一步,在控制量邊界范圍內通過線性搜索方法可以確定滿足終端約束的控制變量歷程。這種方法大幅降低了求解難度和計算量,保證了再入軌跡的生成速度,這使得這種規劃方法具有應用于在軌制導的潛力?？梢?這種方法的應用前提“飛行路徑角及其變化率均為小量”必須首先得到滿足。但在研究中發現,在軌跡規劃過程中,如果不對飛行路徑角變化率加以限制,難以保證在整個規劃過程中其值均為小量。當其值較大時,QEGC不再成立,依據QEGC所得到的控制量邊界不再保守,也意味著規劃出的軌跡存在超越再入走廊的風險。為提高再入軌跡的可靠性,在軌跡規劃過程中必須對飛行路徑角變化率加以限制,使其始終保持為小量。

1　再入問題描述

1.1再入動力學方程

考慮地球自轉影響,推導升力飛行器無量綱再入動力學方程如下:

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

式中,S是航天器氣動參考面積,S=0.322m2;m是航天器的質量,m=816.48kg;ρ是大氣密度,它隨海拔高度的變化規律可以表示為ρ=ρ0e-h/β,其中,ρ0是海平面處的大氣密度,ρ0=1.225kg/m3;h代表海拔高度,h=r*-R0;β為大氣常數,取β=6 700。升力系數CL和阻力系數CD均是攻角α和速度V*的函數。

1.2再入路徑約束

航天器在再入飛行過程中,所受路徑約束包括駐點熱流、過載和動壓。這3方面約束對航天器再入而言構成“硬約束”,一旦超過最大允許值,則航天器結構將被破壞,甚至導致再入任務失敗。

(1) 駐點熱流約束

(9)

(2) 過載約束

(10)

式中,n代表過載。

(3) 動壓約束

(11)

式中,q代表動壓。

(4) 擬平衡滑翔條件

(12)

圖1　再入走廊

1.3再入終端約束

再入終端約束是指航天器應符合末端能量管理段進入窗口要求,這里以高度、速度和位置作為再入終端約束。研究中,以速度作為終止計算的判斷條件,即速度達到預定值則停止仿真。此時要求高度也應滿足末端能量管理段進入窗口要求。

h=hf

(13)

(14)

(15)

(16)

2　再入軌跡規劃

2.1利用QEGC規劃再入軌跡

再入軌跡規劃就是通過搜索合適的控制變量,使再入軌跡滿足上述路徑約束和終端約束。

將升力航天器再入動力學方程解耦成縱向和側向運動方程。引入待飛航程概念,定義航天器所在點、目標點和地心所確定的平面為瞬時目標平面,那么,待飛航程指航天器在瞬時目標平面內將飛行的大圓弧長,其表示形式如下:

(17)

圖2　航向誤差角

(18)

(19)

(20)

假設飛行路徑角及其變化率均為零,根據式(5)可以得到:

(21)

(22)

研究中采用的攻角剖面如圖3所示。攻角剖面是通過以航程最遠為優化目標,利用遺傳優化算法得到的,詳見文獻[16]。研究過程中,目標點的選擇已經考慮了飛行器的飛行能力,本文中的終端條件是按照接近最遠航程而設定的。

圖3　攻角隨速度的變化曲線

圖4給出了由式(21)確定的傾斜角的上下界以及通過線性搜索得到的傾斜角剖面。

圖4　傾斜角邊界及剖面

利用圖3所示的預先設置好的攻角剖面和通過搜索獲得的圖4所示的傾斜角剖面,通過對式(18)～式(20)進行數值積分,可以得到航天器再入軌跡,如圖5所示。由于攻角預先設定,而傾斜角的搜索過程是收斂的,所以能夠很快得到積分結果。可見,再入軌跡穿越了再入走廊下邊界,由于下邊界是“硬約束”,必須對得到的再入軌跡進行改進。

圖5　基于QEGC方法得到的縱向軌跡

2.2問題分析

再入軌跡穿越再入走廊下邊界與圖4所示的傾斜角剖面沒有超越上邊界似乎相互矛盾。為分析導致上述現象的原因,圖6給出飛行路徑角及其變化率隨速度的變化曲線。

圖6　飛行路徑角及其變化率曲線

圖7　未忽略得到的傾斜角上邊界

可見,在再入軌跡規劃過程中如果不限定飛行路徑角變化率,將造成傾斜角上邊界不保守,得到的傾斜角剖面可靠性差。為此,必須在軌跡規劃過程中實時監測并修正路徑角變化率,使其始終保持為小量。如果上述條件滿足,則得到的傾斜角同樣為小量,以“擬平衡滑翔條件”為核心的規劃方法的應用前提得到保證。

2.3改進的再入軌跡規劃方法

圖8　改進的傾斜角規劃

圖9　利用改進規劃方法得到的縱向軌跡

圖10　允許的航向誤差角范圍

利用上述傾斜角反轉方法,可以控制航天器橫側向軌跡。航天器飛向目標的地面投影軌跡如圖11所示。

圖11　地面投影軌跡

由航天器地面投影軌跡可知,航天器能夠到達預定的目標位置。

3　結　論

研究了以“擬平衡滑翔條件”為核心算法的再入參考軌跡規劃方法。為避免軌跡規劃過程中因傾斜角剖面不保守而導致軌跡穿越再入走廊的情況,提出一種改進的方法。在利用擬平衡滑翔條件搜索傾斜角過程中判斷并修正飛行路徑角變化率,保證這一條件在軌跡規劃過程中始終得到滿足。這就使得再入參考軌跡能夠始終處于再入走廊之內,提高了再入軌跡的可靠性。此外,能夠獲得更為平滑的參考軌跡是該方法的另一個優勢。

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Rapid planning of reentry trajectory with high reliability

ZHOU Wen-ya1, WANG En-mei1, WU Zhi-gang1,2

(1. School of Aeronautics and Astronautics, Dalian University of Technology,Dalian 116024, China; 2. State Key Laboratory of Structural Analysis for Industrial Equipment, Dalian University of Technology, Dalian 116024, China)

A rapid planning method for high reliable reentry trajectory is proposed. In the process of generating the reference trajectory, the premise of applying the quasi-equilibrium glide condition (QEGC) does not hold if the rate of the path angle is not small enough. The bank angle profile based on the QEGC will be non-conservative, and then the generated reentry trajectory might be at risk of crossing the reentry corridor. With the goal of high reliability, the reentry reference trajectory should satisfy path constraints and terminal constraints during the process of searching the bank angle. Meanwhile, the premise of the QEGC that both the path angle and its rate are small quantities is also considered as a constraint on the bank angle. The simulation results demonstrate that the proposed method can guarantee the reliability of reference trajectory with preservation of the adaptability and rapidity.

reentry trajectory planning; quasi-equilibrium glide condition (QEGC); high-reliability

2015-05-26；

2016-01-03；網絡優先出版日期：2016-02-18。

中央高校基本科研業務費專項資金(DUT15LK42); 航空基金(20130163002)資助課題

V 249

A

10.3969/j.issn.1001-506X.2016.08.23

周文雅(1981-),男,講師,博士,主要研究方向為飛行器導航制導與控制、飛行器系統仿真。

E-mail:zwy@dlut.edu.cn

王恩美(1991-),女,博士研究生,主要研究方向為分布式控制系統設計。

E-mail: enmei@mail.dlut.edu.cn

吳志剛(1971-),男,教授,博士,主要研究方向為飛行器動力學與控制。

E-mail:wuzhg@dlut.edu.cn

網絡優先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.tn.20160218.1213.010.html