基于变质心滚控模式的再入飞行器轨迹优化方法技术

本发明专利技术公开了一种基于变质心滚控模式的再入飞行器轨迹优化方法，用于解决现有再入飞行器轨迹控制方法鲁棒性差的技术问题。技术方案是通过建立一维变质心滚控再入飞行器数学模型，建立一维变质心滚控再入飞行器轨迹优化模型，一维变质心滚控再入飞行器轨迹优化模型的求解。该方法考虑了飞行器再入过程中存在的各类约束，并通过引入控制约束与一维变质心控制能力约束，建立了包含制导系统与控制系统匹配性的一维变质心滚控再入飞行器轨迹优化模型，同时采用模拟退火算法对轨迹优化模型进行求解，克服了经典优化方法局部收敛的缺点，获取了在满足过程约束与边界约束条件下，适于一维变质心滚控方式的标称轨迹，提高了制导与控制系统的鲁棒性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种再入飞行器轨迹优化方法，特别是涉及一种。
技术介绍
可实现再入机动的飞行器气动布局主要有三种，一是十字舵面外形，可通过三轴的姿态控制达到改变控制力大小和方向的目的；二是可改变攻角倾斜转弯外形，其具有两轴控制特性，通过控制再入飞行器滚动一定的角度，并控制攻角产生适当的升力，实现机动控制；三是固定配平攻角外形，其具有单轴控制特性，采用单通道滚动控制方式实现再入机动。相对于前两种气动布局，固定配平攻角外形的飞行器气动外形与控制系统简单，但是由于其升力大小不可控，无法实现零升力弹道。在接近目标时，需要合适的制导律来消耗多余的升力以实现对落点的精确控制。再入段制导律设计主要包括:跟踪标称轨迹完成再入飞行器导引的标称轨迹法；通过闭环解析预测或快速数值积分预测手段实现再入导引的预测轨迹法。根据标称轨迹法得到的再入轨迹，一般具有优良的再入热力学环境，对实际轨迹与标称轨迹的偏差具有有限的鲁棒性，对弹载计算机功能要求较低。但当再入实际轨迹与参考轨迹的偏差超出制导律自身所能承受的范围时，制导性能将大幅下降。预测轨迹法对再入初始条件散布、再入飞行过程中各类条件的不确定性具有很强的鲁棒性，但其对导航误差与制导模型误差非常敏感、对弹载计算机功能要求比较高。文献“一种基于不对称再入体的制导与控制方法研究(李自行，李高风.航天控制，2011，29 (6):44-48) ”公开了一种再入飞行器轨迹优化方法，该方法主要研究一种适用于不对称再入体的滚转制导律，通过调节升力作用方向以改变升力在误差平面内投影分量大小，可以有效地控制误差角，使其在接近目标时趋于零，从而实现落点的精确控制。但是，制导系数的大小对再入体滚动的快慢和落点精度的影响较大，从而导致制导系数的选取比较困难、制导系统的鲁棒性较差。
技术实现思路
为了克服现有再入飞行器轨迹优化方法鲁棒性差的不足，本专利技术提供一种。该方法通过建立一维变质心滚控再入飞行器数学模型，建立一维变质心滚控再入飞行器轨迹优化模型，一维变质心滚控再入飞行器轨迹优化模型的求解。该方法考虑了飞行器再入过程中存在的各类约束，并通过引入控制约束与一维变质心控制能力约束，建立了包含制导系统与控制系统匹配性的一维变质心滚控再入飞行器轨迹优化模型，同时采用模拟退火算法对轨迹优化模型进行求解，克服了经典优化方法局部收敛的缺点，获取了在满足过程约束与边界约束条件下，适于一维变质心滚控方式的标称轨迹，提高了制导与控制系统的鲁棒性，降低了控制系统设计难度。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:一种，其特点是采用以下步骤:步骤一、建立一维变质心滚控再入飞行器数学模型。根据牛顿第二定理，建立在半速度坐标系的壳体质心平动的动力学矢量方程为本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于变质心滚控模式的再入飞行器轨迹优化方法，其特征在于采用以下步骤：步骤一、建立一维变质心滚控再入飞行器数学模型；根据牛顿第二定理，建立在半速度坐标系的壳体质心平动的动力学矢量方程为Mt(∂V∂t+ω'×V+2ωe×V+ωe×(ωe×(re+r)))+mz(δ2ρzδt2+2ωT×δρzδt+dωTdt×ρz+ωT×(ωT×ρz))=F---(1)]]>式中，Mt为包含可移动质量块的弹体的总质量；mz为可沿弹体系z轴移动的质量块质量；表示壳体质心相对再入系的速度V沿半速度坐标系的投影对时间的一阶导数；ω是半速度坐标系相对于再入系的旋转角速度；ωe是地球自转角速度；re是地心惯性系原点指向再入系原点的矢径；r是再入系原点指向壳体质心的矢径；ωT是弹体系相对于地心惯性系的旋转角速度；ρz表示可移动质量块与壳体质心的相对位移；δρzδt表示ρz沿弹体系的投影对时间的一阶导数；δ2ρzδt2表示ρz沿再入系的投影对时间的二阶导数；F为弹体受到的合外力矢量；根据动量矩定理，建立在地心惯性系的绕壳体转动的动力学矢量方程为(J+ΔJ)δωTδt+ωT×((J+ΔJ)ωT)+Mc+Mgz+Mkz=MR]]>式中，J为壳体在弹体系下的转动惯量矩阵；△J为可移动质量块所引起的附加转动惯量，ρzx、ρzz为ρz沿弹体系ox1、oz1轴的投影；ωT为弹体系相对于地心惯性系的旋转角速度；Mc为控制力矩；Mgz为质量块的附加相对惯性力所引起的附加相对惯性力矩；Mkz为质量块的附加哥式力所引起的附加哥式力矩；MR为弹体受到的气动力R对壳体质心O的力矩；J=Jxx000Jyy000Jzz,ΔJ=mz(1-mzMt)ρzz20-ρzzρzx0ρzz2+ρzx20-ρzzρzx0ρzx2]]>Mc=mzMtρz×R,Mgz=mz(1-mzMt)ρz×δ2ρzδt2,Mkz=2mz(1-mzMt)ρz×(ωT×δρzδt)]]>基于下述假设条件：①“瞬时平衡”假设；②α＝αb，β＝0；③忽略可动质量块位移、速度以及加速度对弹头运动的影响；则获得简化后的变质心再入飞行器壳体质心运动方程组MtdVdt=Mtgxh+Rxcosαb-Rysinαb-Mt[ωexhωeyhryh-((ωeyh)2+(ωezh)2)rxh+ωexhωexhrzh]---(3)]]>MtVcosσdθdt=Mtgyh+Rxcosvsinαb+Rycosvcosαb-Rzsinv-2MtVωezh-Mt[ωeyhωezhrzh-((ωexh)2+(ωezh)2)ryh+ωexhωeyhrxh]---(4)]]>-MtVdσdt=Mtgzh+Rxsinvsinαb+Rysinvcosαb+Rzcosv+2MtVωeyh-Mt[ωexhωezhrxh-((ωexh)2+(ωeyh)2)rzh+ωeyhωezhryh]---(5)]]>dxdt=Vcosσcosθ---(6)]]>dydt=Vcosσsinθ---(7)]]>dzdt=-Vsinσ---(8)]]>式中，V为壳体质心在再入系的相对速度大小；[x,y,z]T为再入系原点指向壳体质心的矢径沿再入系的投影；θ,σ,ν为速度坐标系与再入系之间的速度倾角、航迹偏角和倾侧角；αb为配平攻角，是关于马赫数和高度的函数；[Rx,Ry,Rz]T为弹头受到的气动力R沿弹体坐标系的投影；为重力角速度沿半速度坐标系的投影；为地球自转角速度ωe沿半速度坐标系的投影；为地心指向壳体质心的矢径re+r)沿半速度坐标系的投影；ωexh...

【技术特征摘要】
1.一种基于变质心滚控模式的再入飞行器轨迹优化方法，其特征在于采用以下步骤: 步骤一、建立一维变...

【专利技术属性】
技术研发人员：周军，林鹏，葛振振，耿克达，余晨菲，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61