基于序列近似優(yōu)化算法的固體運(yùn)載火箭彈道設(shè)計

彭 科，胡 凡，張為華

(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙 410073)

基于序列近似優(yōu)化算法的固體運(yùn)載火箭彈道設(shè)計

彭 科，胡 凡，張為華

(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙 410073)

采用打靶法研究固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化設(shè)計問題。針對打靶法中智能優(yōu)化算法效率、優(yōu)化問題中約束條件提法等方面的不足，引入序列近似優(yōu)化算法，提出算法中徑向基函數(shù)高斯核寬度的高效確定方法。數(shù)值仿真實驗表明，提出的方法可在基本不帶來計算量增加的前提下，顯著提高代理模型精度，使序列近似優(yōu)化算法得到改進(jìn)，提高優(yōu)化效率。設(shè)計固體運(yùn)載火箭飛行程序。建立彈道優(yōu)化設(shè)計問題數(shù)學(xué)模型，并將模型中相關(guān)等式約束合理轉(zhuǎn)化為不等式約束，降低優(yōu)化問題求解難度；基于改進(jìn)后的序列近似優(yōu)化算法完成某固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化，原始計算模型調(diào)用308次之后便搜索到最優(yōu)解，較傳統(tǒng)智能優(yōu)化算法顯著提高了優(yōu)化效率，優(yōu)化方案末助推級液體推進(jìn)劑消耗比原方案減少25.7%。

固體運(yùn)載火箭；彈道優(yōu)化；打靶法；序列近似優(yōu)化；徑向基函數(shù)；高斯核寬度

0 引言

固體運(yùn)載火箭具有響應(yīng)速度快、機(jī)動性強(qiáng)、成本低、可靠性高的特點(diǎn)，是各國研制的熱點(diǎn)[1]。運(yùn)載能力是火箭發(fā)射最大有效載荷的能力，是描述運(yùn)載火箭性能的關(guān)鍵指標(biāo)[1]。固體火箭運(yùn)載能力相對較小，運(yùn)載能力受飛行彈道影響較大，開展彈道優(yōu)化設(shè)計研究對提高其運(yùn)載能力和降低發(fā)射成本具有重要意義[2]。

運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化是一類終端時刻自由、終端狀態(tài)固定且?guī)в新窂郊s束的多階段、非線性最優(yōu)控制問題[3]，求解該問題的數(shù)值方法一般分為間接法和直接法[4]。間接法存在收斂域小、難以估計共軛變量初值等不足，且推導(dǎo)過程較為復(fù)雜[3]；直接法采用參數(shù)化方法，將連續(xù)空間的最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為非線性規(guī)劃問題進(jìn)行數(shù)值求解，在飛行器彈道優(yōu)化領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[4]。根據(jù)參數(shù)化方法不同，直接法可分為同時離散控制變量和狀態(tài)變量的配點(diǎn)法[5]和僅離散控制變量的打靶法，配點(diǎn)法難以保證獲得的解是原最優(yōu)控制問題的解[4]。本文采用打靶法完成固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化。

固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化問題存在多個不等式約束和等式約束，對打靶法中優(yōu)化算法的全局尋優(yōu)能力和精度提出嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。已有研究中主要采用智能優(yōu)化算法[6-7]、智能優(yōu)化與局部尋優(yōu)結(jié)合的算法[8-9]、智能優(yōu)化與非線性方程組迭代求解方法結(jié)合的算法[10-12]。現(xiàn)有優(yōu)化方法在減少計算量、提高全局優(yōu)化能力、減輕對優(yōu)化初值依賴等方面尚有較大改進(jìn)空間。序列近似優(yōu)化算法(Sequential Approximate Optimization，SAO)基于少量初始采樣點(diǎn)構(gòu)造初始代理模型，采取一定的加點(diǎn)策略更新采樣點(diǎn)，逐步提高代理模型對最優(yōu)解的近似精度，根據(jù)收斂準(zhǔn)則終止算法并輸出最優(yōu)解[13-15]。相比智能優(yōu)化算法，SAO算法可在保證全局最優(yōu)的前提下大幅降低原模型調(diào)用次數(shù)，顯著提高優(yōu)化效率[14]。代理模型構(gòu)造是SAO算法的關(guān)鍵技術(shù)，提高其精度對改善SAO算法效率具有顯著作用[16]。代理模型構(gòu)造基本思想是在一定的精度條件下，用一個相對簡單的逼近函數(shù)近似替代復(fù)雜高精度性能分析模型，利用已知點(diǎn)(樣本)的響應(yīng)信息來預(yù)測未知點(diǎn)響應(yīng)值，國內(nèi)外學(xué)者對代理模型相關(guān)方法進(jìn)行了大量研究[13, 17-19]。徑向基函數(shù)在精度和魯棒性方面皆較為可靠[20]，是SAO算法中被廣泛使用的代理模型，其核寬度的合理確定對近似精度有決定性影響。文獻(xiàn)[13]提出了一種采樣點(diǎn)個數(shù)趨于無窮情況下的非均勻核寬度確定方法；文獻(xiàn)[14]提出了基于采樣點(diǎn)局部密度的核寬度確定方法，但算法中總影響體積這一關(guān)鍵參數(shù)依賴經(jīng)驗確定，難以實現(xiàn)最優(yōu)的近似精度；文獻(xiàn)[18]解決了采樣點(diǎn)較為均勻條件下的徑向基函數(shù)核寬度確定問題。序列近似優(yōu)化過程中樣本點(diǎn)數(shù)量由少逐漸增多，樣本分布較不均勻，建立不同規(guī)模、非均勻樣本的徑向基函數(shù)(radial basis function, RBF)核寬度確定方法，對提高序列近似優(yōu)化過程代理模型精度、提高優(yōu)化效率具有重要意義。此外，運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化問題中等式約束的存在使得可行域范圍較小，往往需要對等式約束進(jìn)行特殊處理，處理策略尚無一般規(guī)則，是一個有待研究的難題[6]。將等式約束轉(zhuǎn)化為不等式約束，從而改進(jìn)優(yōu)化問題描述方式，可顯著利于運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化問題的求解。

針對現(xiàn)有彈道優(yōu)化方法的不足，引入SAO算法，提出算法中徑向基函數(shù)高斯核寬度的高效確定方法，提高代理模型精度；設(shè)計固體運(yùn)載火箭飛行程序；構(gòu)建彈道優(yōu)化設(shè)計問題數(shù)學(xué)模型，并將其中相關(guān)等式約束合理轉(zhuǎn)化為不等式約束，降低優(yōu)化問題求解難度；基于SAO算法完成某固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化，并分析結(jié)果。

1 序列近似優(yōu)化算法及其改進(jìn)

為方便討論，給出一般優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)表述：

(1)

本文SAO算法的流程如圖1所示[14]，主要步驟：(1)采用式(2)將設(shè)計空間線性映射到n維單位立方體內(nèi)，采用拉丁超立方法得到初始采樣點(diǎn)，并計算初始采樣點(diǎn)目標(biāo)函數(shù)與約束值；(2)基于徑向基函數(shù)構(gòu)建目標(biāo)函數(shù)與各約束值的代理模型；(3)基于代理模型，采用自適應(yīng)采樣策略更新樣本點(diǎn)；(4)收斂判斷。

(2)

式中XiU、XiL分別為第i維設(shè)計變量的上下界；Xi、xi分別為原設(shè)計空間與映射后單位立方體中第i維設(shè)計變量的取值。

樣本點(diǎn)更新的自適應(yīng)采樣策略取文獻(xiàn)[21]中的方法，該策略通過求解以下優(yōu)化問題實現(xiàn)，將最優(yōu)解作為新采樣點(diǎn)加入樣本中。

(3)

(4)

(i,j=1,2,…,N,i≠j)

(5)

式中N為采樣點(diǎn)個數(shù)；xi、xj為樣本點(diǎn)的坐標(biāo)。

采樣初期樣本點(diǎn)較少，δ數(shù)值較大，使得新采樣點(diǎn)向未知區(qū)域探索，隨著樣本點(diǎn)數(shù)量的逐漸增多，δ數(shù)值逐漸減小，逐漸趨向最優(yōu)區(qū)域搜索，即采用式(5)所示的最小距離約束可使得根據(jù)優(yōu)化問題(3)得到的新采樣點(diǎn)具有自適應(yīng)特性[21]。

本文采用粒子群算法求解式(3)所示優(yōu)化問題，收斂判斷準(zhǔn)則采用文獻(xiàn)[14]中的方法。提出新的徑向基函數(shù)核寬度確定方法，提高代理模型精度，改進(jìn)SAO算法，提高優(yōu)化效率。

給定N個訓(xùn)練樣本S:[xi,yi](i=1,2,…,N)，基本徑向基函數(shù)的數(shù)學(xué)模型為[22]：

(6)

式中x為設(shè)計變量向量；xi是第i個樣本點(diǎn)的位置向量；ri=x-xi為歐式距離；wi為第i個基函數(shù)的權(quán)系數(shù)；φ為基函數(shù)。

本文取基函數(shù)為Gauss函數(shù)，即：

(7)

式中σi為第i個基函數(shù)的核寬度。

將N個訓(xùn)練樣本代入式(6)，即得包含N個未知數(shù)wi(i=1,2,…,N)的N維線性方程組，求解該方程組即可求得基函數(shù)的權(quán)系數(shù)wi，本文采用QR分解法求解。

式(7)中基函數(shù)核寬度σi的確定對代理模型預(yù)測精度有決定性影響，文獻(xiàn)[14]提出了基于樣本點(diǎn)局部密度并估計總影響體積的核寬度σi計算方法，局部密度定義如下：

(8)

其中

(9)

文獻(xiàn)[14]中，總影響體積這一關(guān)鍵參數(shù)較難確定，難以實現(xiàn)較優(yōu)的核寬度估計。本文在樣本點(diǎn)局部密度計算的基礎(chǔ)上，提出新的核寬度確定方法。

核寬度σi表征了第i個樣本點(diǎn)影響區(qū)域的大小[14]，σi的n次方應(yīng)與密度函數(shù)ρ(xi)成反比，即

(10)

式(10)包含N-1個獨(dú)立的方程，待解的核寬度σi為N個，求得任意樣本點(diǎn)核寬度后即可求解其余樣本點(diǎn)的核寬度。

考慮局部密度最小的樣本點(diǎn)xs，設(shè)其核寬度為σs，其基函數(shù)在距xs最近的樣本點(diǎn)的數(shù)值為

(11)

若σs數(shù)值過小，其余樣本點(diǎn)的核寬度σi也將過小，將導(dǎo)致徑向基函數(shù)代理模型不光滑；反之若σs數(shù)值過大，將導(dǎo)致龍格現(xiàn)象。合理的σs取值應(yīng)保證樣本點(diǎn)xs的基函數(shù)的影響域應(yīng)到達(dá)離其最近的樣本點(diǎn)的位置，即φ(ds,min)的數(shù)值應(yīng)足夠大，φ(ds,min)與σs/ds,min的數(shù)值關(guān)系如圖2所示。

當(dāng)σs/ds,min<0.659 2時，φ(ds,min)<0.1，數(shù)值偏小，即樣本點(diǎn)xs的影響偏弱；當(dāng)σs/ds,min>1時，φ(ds,min)>0.376 9。本文取σs/ds,min=1，以保證樣本點(diǎn)xs的影響域到達(dá)離其最近的樣本點(diǎn)，確保代理模型光滑，即

σs=ds,min

(12)

由式(10)與式(12)得，各樣本點(diǎn)核寬度σi(i=1,2,…,N)計算如下：

(13)

采用下式準(zhǔn)則比較本文提出的核寬度確定方法和文獻(xiàn)[13]與文獻(xiàn)[23]提出的方法對應(yīng)徑向基函數(shù)的近似精度：

(14)

R2≤1，越接近于1表明近似模型精度越高;R2=1時表明近似模型在驗證樣本處的誤差為0。

取如下所示5個典型測試函數(shù)。

函數(shù)I(一維函數(shù))：

f(x)=xsin(1.5x)，0≤x≤10

函數(shù)II(低維低階函數(shù))：

f(x)= sin(x1+x2)+(x1-x2)2-1.5x1+

2.5x2+1，|xi|≤5

f(x)= (10+x1cosx1)×[3+exp(-x22)]，

|xi|≤5

函數(shù)IV(高維低階函數(shù))：

f(x)= 2(x1-1)2+x22-x1x2+(4-x3)2+3(x4-6)2+

0.5(x5-2)2+(x6-10)2+4(x7-9)2+

2(x8-5)2+33，|xi|≤20

函數(shù)V(高維高階函數(shù))：

|xi|≤4

采用文獻(xiàn)[24]的方法，驗證本文提出的核寬度確定方法的性能，函數(shù)I取10個隨機(jī)樣本點(diǎn)，函數(shù)II、III取50個隨機(jī)樣本點(diǎn)，函數(shù)IV、V取200個隨機(jī)樣本點(diǎn)，根據(jù)3種核寬度確定方法建立近似模型，為保證近似精度R2計算的準(zhǔn)確性，取足夠多的驗證樣本點(diǎn)，數(shù)量為1 000，進(jìn)行20次獨(dú)立的隨機(jī)數(shù)值仿真實驗，計算R2與R2的平均值MR2。3種核寬度確定方法的MR2值比較如圖3所示。結(jié)果表明，本文方法近似精度顯著優(yōu)于其他2種方法，可改善SAO算法效率和精度。

2 固體運(yùn)載火箭總體參數(shù)與飛行程序設(shè)計

2.1 總體參數(shù)

適宜氣候：溫暖濕潤；年均氣溫10～20 ℃，1月份平均氣溫3～9 ℃，7月份平均氣溫24～28 ℃，極端最高氣溫低于35 ℃，極端最低氣溫高于0 ℃，年均降水量600～1 200 mm，年平均日照600～1 200 h[7]。

本文研究的固體運(yùn)載火箭由三級固體發(fā)動機(jī)與液體末助推級組成，各級固體發(fā)動機(jī)參數(shù)性能參數(shù)如表1所示。末助推級液體推進(jìn)劑質(zhì)量為230 kg，真空比沖Isp=2 850 N·s/kg，真空推力Tb=2 000 N。全箭最大直徑為1.4 m，目標(biāo)軌道為300 km太陽同步圓軌道，入軌質(zhì)量約450 kg。

2.2 飛行程序設(shè)計

本文固體運(yùn)載火箭采用直接入軌方式，飛行過程一級動力飛行段、一級滑行段、二級動力飛行段、二級滑行段、三級動力飛行段、三級滑行段、末助推段等7個階段[8]，飛行程序如下：

參數(shù)名稱一子級二子級三子級直徑/mm140014001200裝藥量/kg1520078002900平均比沖/(N·s/kg)2350(地面)2810(真空)2850(真空)質(zhì)量比0．9130．9060．923工作時間/s66．462．257．4

(1)一級飛行段

運(yùn)載火箭一級在稠密大氣層中飛行，火箭垂直起飛，而后按攻角程序轉(zhuǎn)彎，飛行速度進(jìn)入跨聲速前結(jié)束轉(zhuǎn)彎[25]，而后保持零攻角飛行，飛行程序為

(15)

其中

α(t)=-αmsin2f(t)，t1

(16)

(17)

為便于處理，引入λm=(tm-t1)/(t2-t1)。

(2)二級飛行段

運(yùn)載火箭真空飛行動力段最優(yōu)俯仰角程序近似為線性[25]：

(18)

運(yùn)載火箭二級及以上飛行段大氣已較稀薄，飛行程序按真空飛行段設(shè)計[25]：

(19)

(3)三級飛行段

運(yùn)載火箭三級飛行段飛行程序設(shè)計：

(20)

(4)末助推段

末助推段飛行程序設(shè)計：

末助推關(guān)機(jī)時刻應(yīng)達(dá)到入軌條件。

3 彈道優(yōu)化設(shè)計問題數(shù)學(xué)模型

3.1 設(shè)計變量

根據(jù)飛行程序，取固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化設(shè)計變量為

x=[x1x2x3x4x5x6x7x8x9x10x11x12x13]T

(22)

式中A0為發(fā)射方位角。

本文取設(shè)計變量上下限如表2所示。

表2 固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化設(shè)計變量上下限

3.2 目標(biāo)函數(shù)

本文彈道優(yōu)化設(shè)計問題目標(biāo)函數(shù)的實質(zhì)是燃料消耗最省。由于助推系統(tǒng)三級固體發(fā)動機(jī)均采用耗盡關(guān)機(jī)工作模式，選取末助推級消耗液體推進(jìn)劑質(zhì)量mp最小作為目標(biāo)函數(shù)[3]，即

(23)

3.3 約束條件

本文彈道優(yōu)化設(shè)計問題約束條件包括不等式約束和等式約束。為保證火箭安全飛行，對法向過載ny、一級程序轉(zhuǎn)彎結(jié)束時馬赫數(shù)Mat2與一二級分離時動壓qsep進(jìn)行約束，得如下所示不等式約束：

(24)

式中nymax為法向過載上限值，nymax=0.05；Mat2max為一級程序轉(zhuǎn)彎結(jié)束時馬赫數(shù)上限值，Mat2max=0.75；qsepmax為一二級分離時動壓上限值，qsepmax=10 kPa。

目標(biāo)軌道為300 km太陽同步圓軌道，得等式約束：

(25)

式中h、v、e、i分別為實際入軌高度、入軌速度、偏心率和軌道傾角；hobj=300 km、vobj=7 725.84 m/s、eobj=0、iobj=96.67°分別為目標(biāo)軌道高度、速度、偏心率和軌道傾角。

式(25)中軌道傾角i主要受設(shè)計變量中發(fā)射方位角A0影響，優(yōu)化過程中Ceq4(x)較易滿足。Ceq1(x)、Ceq2(x)、Ceq3(x)對大多數(shù)設(shè)計變量敏感，優(yōu)化過程難以滿足，約束條件的處理難度較大，優(yōu)化問題難以求得全局最優(yōu)解。

本文建立的運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化問題不考慮式(25)中Ceq1(x)、Ceq2(x)、Ceq3(x)等3個等式約束。根據(jù)末助推關(guān)機(jī)點(diǎn)參數(shù)計算出軌道近地點(diǎn)高度hp，以hp≥hobj=300 km為約束，因目標(biāo)函數(shù)為燃料消耗最省，優(yōu)化問題的最優(yōu)解必然為300 km圓軌道，即滿足式(25)中的Ceq1(x)、Ceq2(x)、Ceq3(x)等3個等式約束。得本文運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化問題約束條件如下：

(26)

4 優(yōu)化結(jié)果與分析

采用改進(jìn)后的SAO算法，優(yōu)化過程彈道計算采用發(fā)射系中空間三自由度彈道方程，具體計算模型見文獻(xiàn)[25]。取初始樣本點(diǎn)為200個，優(yōu)化過程目標(biāo)函數(shù)收斂曲線如圖4所示，迭代至第108步，原始計算模型調(diào)用308次之后，便搜索到全局最優(yōu)解，較傳統(tǒng)智能優(yōu)化算法上萬次的原始計算模型調(diào)用次數(shù)[6]，顯著提高了優(yōu)化效率。

優(yōu)化后彈道與優(yōu)化前的原始彈道設(shè)計變量與性能參數(shù)的對比如表3、表4。其中，原始彈道為人工調(diào)節(jié)得到的彈道方案。優(yōu)化方案末助推級液體推進(jìn)劑消耗量為147.62 kg，比原始方案減少25.7%，各項設(shè)計指標(biāo)與約束滿足要求。優(yōu)化彈道高度、速度、動壓、俯仰角、當(dāng)?shù)厮俣葍A角隨時間變化曲線如圖5、圖6所示。

表3 固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化方案與原方案設(shè)計變量數(shù)值

表4 固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化方案與原方案對應(yīng)特征參數(shù)

5 結(jié)論

(1)提出了巧妙、高效、可靠的徑向基函數(shù)高斯核寬度的確定方法。基于樣本點(diǎn)局部密度計算結(jié)果，合理確定局部密度最小的樣本點(diǎn)基函數(shù)核寬度，進(jìn)而巧妙地確定其他樣本點(diǎn)的核寬度。提出的核寬度確定方法在基本不帶來計算量增加的前提下，顯著提高了代理模型精度。

(2)設(shè)計了固體運(yùn)載火箭飛行程序。建立了彈道優(yōu)化設(shè)計問題數(shù)學(xué)模型，并將模型中與入軌點(diǎn)高度、速度、當(dāng)?shù)厮俣葍A角關(guān)聯(lián)的3個等式約束合理轉(zhuǎn)化為與軌道近地點(diǎn)高度關(guān)聯(lián)的1個不等式約束，降低了優(yōu)化問題求解難度。

(3)基于改進(jìn)后的SAO算法，完成了某固體運(yùn)載火箭彈道優(yōu)化，原始計算模型調(diào)用308次之后，便搜索到最優(yōu)解，較傳統(tǒng)智能優(yōu)化算法顯著提高了優(yōu)化效率。優(yōu)化方案各項指標(biāo)與約束滿足設(shè)計要求，末助推級液體推進(jìn)劑消耗比原方案減少25.7%。

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(編輯：呂耀輝)

Solid launch vehicles trajectory design based on sequential approximate optimization algorithm

PENG Ke, HU Fan, ZHANG Wei-hua

(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

Solid launch vehicles trajectory optimization problem was researched using shooting method. Current shooting methods have shortcomings on the efficiency of intelligent optimization algorithms and constraints formulation. The sequential approximate optimization (SAO) algorithm was introduced to solve solid launch vehicles trajectory optimization problem. A high efficiency Gaussian kernel width determining method for radial basis function (RBF) used in SAO was proposed. Numerical experiments show that the proposed kernel width determining method improves the approximate accuracy of RBF remarkably and generates almost no excessive calculation cost. Flight program and trajectory optimization problem for solid launch vehicles were established. In order to reduce the difficulty of solving solid launch vehicles trajectory optimization problem, equality constraints in optimization problem were transformed into an inequality constraint ingeniously. Based on improved SAO algorithm, trajectory optimization for a launch vehicle was accomplished, and the global optimal solution was obtained after calculating original model 308 times. Propellant consumption of the upstage in optimization scheme is 25.7% less than primary scheme.

solid launch vehicle；trajectory optimization；shooting method；sequential approximate optimization；radial basis function；Gaussian kernel width

2016-01-27；

2016-04-20。

彭科(1989—)，男，博士生，研究方向為飛行器總體設(shè)計優(yōu)化。E-mail:pengke_pk@163.com

張為華，男，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向為飛行器總體設(shè)計。E-mail:zhangweihua@nudt.edu.cn

V412.1

A

1006-2793(2017)02-0250-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.02.021