一種低升阻比返回器混合制導卸載方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明設及航空航天技術領域，特別是設及一種低升阻比返回器混合制導卸載方 法。
【背景技術】
[0002] 目前航天工程中再入返回任務仍然普遍采用低升阻比返回器，而再入任務中過載 的控制問題尤為關鍵，過載控制不當極有可能給對飛行員的生命造成嚴重威脅。因此為了 保證載人航天返回任務中飛行員的人身安全，確保飛行器安全返回預定著陸點，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。對返回過載控制問題首先要 確定使用何種制導方法。關于制導控制方法，國內外已有部分研究成果，其中有標準軌道跟 蹤制導，該制導方法邏輯簡單，但對飛行器再入初值較敏感。近幾年提出的預測校正再入制 導方法，該方法實時性強，但計算性能提出了較高的要求。在對過載的抑制方面，主要包括： 基于匹配漸進展開的卸載方法，通過采用近似方法對過載進行分析從而減小數(shù)值計算;跳 躍式過載抑制方法，將氣動升力等效為引力擾動來抑制過載;預測負載減緩策略，通過初始 再入傾側角的調整來改變負載。運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)明內容】

[0003] 本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有技術中的不足，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卸載方法，在跳躍式再入的基 礎上設計制導律，將預測校正制導和標準軌跡跟蹤制導相結合構建混合制導策略，并在此 基礎上分析卸載策略，借助粒子群優(yōu)化算法優(yōu)化二次再入傾側角，定義過載峰值為適應度 函數(shù)，求解過載峰值最小值時的傾側角作為實際飛行的二次初始再入傾側角，使制導在滿 足落點精度的情況下，實現(xiàn)對整個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力學模型；
[0006] 步驟2、采用預測校正制導方法和標準軌道制導方法相結合的混合制導方法設計 制導律：
[0007] 根據(jù)大氣密度在不同高度層的特點，同時考慮到對制導的精度和計算性能的要 求。采用一種預測校正制導方法和標準軌道制導方法相結合的混合制導方法設計制導律。 將跳躍軌跡分為兩個階段，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，同時大氣的不穩(wěn)定性較大，因此采用魯棒性較好的預測校正 再入制導方法來確保該階段制導的精度。初次再入階段又包括下降段、上升段和開普勒段。 該階段將傾側角規(guī)劃為剩余航程的函數(shù)，將航程在橫向和縱向上進行解禪，使飛行器的剩 余航程等于當前點到落點的大圓弧距離，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] 傾側角參數(shù)優(yōu)化問題可描述為：尋找一個〇〇,使它在最后階段的特定速度能夠滿 足到達目標的落點偏差要求。為確保傾側角的合適范圍，且使規(guī)劃連續(xù)，采用傾側角線性化 方法：
[oou]
(3)
[0014] 其中σ日為初始再入傾側角，〇2化為二次再入傾側角，S日為初始剩余航程，S2t功二次 再入時的剩余航程，大約為2000虹，化化取70°，因此0的求解可轉化為單參數(shù)尋根問題，可用 割線法等方法求解，σ的符號采用橫向邏輯。
[0015] 二次再入階段從過載為0.05g開始，高度約為80虹1。該階段特點是速度已明顯低于 第一階段，在該階段大氣密度的波動較小。因此該階段采用標準軌道跟蹤方法，可減少飛行 器對計算性能的要求。
[0016] 步驟3、定義適應度函數(shù)：
[0017] 考慮的飛行器屬于典型的鐘形結構，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為飛行器參考迎風表面積。為飛行器參考迎風表面積，Cd和Cl分別為阻力 和升力系數(shù)，m為飛行器質量，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出現(xiàn)兩次峰值，定義如下適應度函數(shù)：
[0026] f itnessfunction=max[na(02th) ] (8)
[0027] 步驟4、對所述適應度函數(shù)全局優(yōu)化，通過優(yōu)化求取總過載值最小時的傾側角，并 將該傾側角作為實際飛行的二次初始再入傾側角，其中二次再入初始傾側角〇〇在(0°，90°) 區(qū)間取值。
[0028] 過載的分配與傾側角的優(yōu)化有很大關系，不適當?shù)膬A側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，二次再入的傾側角的選擇是制導中過載優(yōu)化的關鍵。實 驗分析可知，二次再入初始傾側角〇〇過低時，可能會導致飛行器在最后階段航程調節(jié)能力 不足，破壞飛行器著陸精度。
[0029] 步驟5、根據(jù)優(yōu)化結果輸出相應的再入軌跡。
[0030]上述步驟1建立低升阻比飛行器再入過程的動力學模型為無量綱Ξ自由度運動方 程，具體如下：
[0037] 其中，微分量為時間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，順時針為正），〇為傾側角，即控制量，
[0038] 上述步驟4對所述適應度函數(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，設定粒子群參數(shù)，并為每個粒子隨機賦予初始位置和初 始速度；
[0040] 步驟4.2、計算每個粒子對應的過載峰值；
[0041 ] 步驟4.3、確定當前代k粒子群每個粒子個人歷史最優(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、更新每個粒子的速度和位置；
[0043] 步驟4.5、更新整個種群的全局最優(yōu)位置；
[0044] pg(k)=arg{min(f[pg 化）])} (15)
[0045] 步驟4.6、檢驗終止條件，如果當前的進化次數(shù)達到預設的最大進化代數(shù)或優(yōu)化結 果達到預設誤差，則尋優(yōu)結束，輸出最優(yōu)解及最優(yōu)值，否則將返回(4.2)繼續(xù)進行捜索；
[0046] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有如下特點：
[0047] (1)由于采用預測校正制導和標準軌跡跟蹤制導相結合構建混合制導策略，使所 得軌跡在一定誤差精度內滿足各個約束條件，保證了軌跡的可行性；
[004引（2)由于采用二次再入傾側角優(yōu)化，在不影響著陸精度的情況下，可W方便地實現(xiàn) 卸載；
[0049] (3)由于采用粒子群算法進行軌跡優(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)明提供的實施例的流程圖；
[0051 ]圖2為本發(fā)明提供的實施例軌跡優(yōu)化粒子群初始化后的仿真圖；
[0052] 圖3為本發(fā)明提供的實施例進跡優(yōu)化粒子群進化10代后的仿真圖；
[0053] 圖4為本發(fā)明提供的實施例軌跡優(yōu)化粒子群進化20代后的仿真圖；
[0054] 圖5為本發(fā)明提供的實施例軌跡優(yōu)化粒子群進化50代后的仿真圖；
[0055] 圖6為本發(fā)明提供的實施例軌跡優(yōu)化(卸載)的收斂曲線。
【具體實施方式】
[0056] 為進一步闡述本發(fā)明達成預定目的所采取的技術手段及功效，W下結合附圖及實 施例對本發(fā)明的【具體實施方式】作進一步詳細的描述。
[0057] 飛行器采用Apollo返回艙參數(shù)，質量5443kg，底部參考面積12m2,最大傾側角速率 為20deg/s，最大傾側角加速度為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。再入點經(jīng)締度(244.8° ,-41.1° )，著陸點經(jīng)締度(242.1°，34°)。
[0058] 參照圖1，本實施例的具體實現(xiàn)步驟如下：
[0059] 步驟1、建立低升阻比飛行器再入過程的動力學模型；
[0060] 步驟2、采用預測校正制導方法和標準軌道制導方法相結合的混合制導方法設計 制導律：
[0061] 根據(jù)大氣密度在不同高度層的特點，同時考慮到對制導的精度和計算性能的要