基于伪谱方法的可重复使用运载器轨迹设计

第29卷第6期2008年11月　宇　航　学　报Journal of AstronauticsV ol.29N ovember N o.62008基于G auss 伪谱方法的高超声速飞行器再入轨迹快速优化雍恩米,唐国金,陈　磊(国防科技大学航天与材料工程学院,长沙410073) 摘　要:基于一种求解最优控制问题的新方法—G auss 伪谱法(G auss Pseudospectral Method 2G P M ),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G P M 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。

关键词:轨迹优化;再入;G auss 伪谱方法中图分类号:V412.44 文献标识码:A 文章编号:100021328(2008)0621766207DOI :10.3873Πj.issn.100021328.2008.06.016收稿日期:2007212225;　修回日期:20082052120　引言近年来,由于远程快速物资运送或精确打击等需求,各类空天飞行的高超声速飞行器成为各国研究热点。

本文研究一类从轨道或亚轨道高度再入,具有较大升阻比(大于一般的可重复使用运载器),依靠气动力控制实现远距离滑翔的再入飞行器的轨迹优化问题。

其中具有代表性的是2003年美国国防部和空军联合推出的“猎鹰”计划中的通用航空飞行器(C omm on Aero Vehicle 2C AV )[1]。

此类飞行器的轨迹优化问题具有如下特点:(1)再入轨迹对控制变量高度敏感;(2)再入过程的气动热、动压和过载等约束使得再入轨迹的可行域限制在较为狭窄的范围内。

基于闭环解析解的可重复使用运载器轨迹在线生成方法
李昭莹;黄兴李;李惠峰
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2013(034)006
【摘要】针对可重复使用运载器轨迹设计问题,在高度-速度空间中分析了再入飞行中的热流、动压和过载三种过程约束与速度的关系,通过求导变换和积分得到了具有统一形式的过程约束的数学规律,基于该规律及相关特性得到了闭环解析解,并应用该解析解提出了一种再入轨迹在线生成方法.该方法考虑纵向和横向耦合运动,能够充分发挥再入飞行能力并保证满足过程约束,通过对大、中、小纵程轨迹设计问题分别进行测试,仿真结果验证了所提出的轨迹生成方法的可行性,对飞行任务具有适应性,并在处理过程约束方面具有优势.
【总页数】8页(P755-762)
【作者】李昭莹;黄兴李;李惠峰
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院,北京100191;空间物理重点实验室,北京100076;北京航空航天大学宇航学院,北京100191
【正文语种】中文
【中图分类】V448.235
【相关文献】
1.基于伪谱方法的可重复使用运载器轨迹设计 [J], 李永远;时剑波;张雪梅;李洪波
2.基于双闭环PD控制的VTOL飞行器轨迹跟踪控制方法 [J], 张妍
3.基于甲烷收率在线测量技术的乙烯裂解炉闭环优化方法 [J], 梅华;王哲;何燕锋;王振雷
4.基于用户真实轨迹的虚假轨迹生成方法 [J], 林邓伟;王云峰
5.基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的自适应再入制导方法 [J], 赵超;黄盘兴因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

2021年第3期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.3 2021 总第380期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.380收稿日期：2019-05-30；修回日期：2019-08-22文章编号：1004-7182(2021)03-0071-07 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210315可重复使用航天器再入协同制导研究李 征1，陈海东2，彭 博1，陈建伟1（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：从可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle, RLV ）协同飞行任务需求出发，针对多RLV 再入协同制导问题进行研究，设计了一种再入协同制导方案，重点对再入协同制导律进行设计。

该再入协同制导方案分为3部分：第1部分是再入前弹道规划，设计了基于伪谱法的轨迹规划方案，以时间协同作为约束条件，初步设计出满足协同要求的再入轨迹；第2部分是时间协调策略设计，以再入飞行时间可知性为目标，通过伪谱法对RLV 的飞行时间进行预测，实现多RLV 的再入协同飞行时间协调；第3部分是基于滚动时域控制思想的再入协同制导律设计，以飞行时间可控性为目标，将飞行时间作为强约束，使用伪谱法生成制导指令。

最后通过仿真验证了再入协同制导律的制导性能和整个再入协同制导方案的有效性。

关键词：可重复使用航天器；再入制导；协同制导；伪谱法 中图分类号：V411.8 文献标识码：ACoordinated Reentry Guidance Law for Reusable Launch VehicleLi Zheng 1, Chen Hai-dong 2, Peng Bo 1, Chen Jian-wei 1(1. Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: Aiming at the cooperative mission requirement of reusable launch vehicle, this paper studies the cooperative guidanceproblem of multiple RLV reentry, designs a cooperative guidance scheme for reentry, and focuses on the design of cooperative guidance law for reentry. The reentry guidance is divided into three parts. The first part is trajectory planning before reentry, a trajectory planning scheme based on pseudo-spectral method is designed, the scheme takes time collaboration as the constraint condition, and can preliminarily design the reentry trajectory that meets the requirements of collaboration. The second part is the design of time coordination strategy. In this part, aiming at the predictability of reentry flight time, the pseudo-spectral method is used to predict the flight time of RLV , and then coordinate the cooperative flight time of multiple RLVs. The third part is the design of reentry cooperative guidance law based on receding horizon control. Aiming at the controllability of flight time, this part regards flight time as a strong constraint and generates guidance instructions by pseudo-spectral method. Finally, the simulation results verify the performance of the reentry cooperative guidance law and the effectiveness of the whole reentry guidance scheme.Key words: RLV; reentry guidance; cooperative guidance; pseudo-spectral method0 引 言可重复使用航天器（Reusable Launch Vehicle ，RLV ）是指可在地球表面和太空之间自由往返、可重复使用的多用途飞行器。

利用高斯伪谱法求解具有最大横程的再入轨迹周文雅;杨涤;李顺利【摘要】为了使升力式飞行器再入大气层后取得最大横程,采用高斯伪谱方法求解最优再入轨迹.利用微分形式高斯伪谱方法将飞行器三自由度再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题,选取高斯节点上的状态量和控制量作为待优化参数,并将最优性能指标选为横程最大,然后对再入轨迹进行了求解.通过与按最大升阻比飞行方案所得结果进行对比,表明按所提方法求取的再入轨迹优于后者.此外,仿真过程还说明高斯伪谱法对状态猜测值并不敏感,算法容易收敛,适用于轨迹优化问题的求解.【期刊名称】《系统工程与电子技术》【年(卷),期】2010(032)005【总页数】5页(P1038-1042)【关键词】飞行器控制技术;再入轨迹;高斯伪谱法;最大横程;非线性规划【作者】周文雅;杨涤;李顺利【作者单位】哈尔滨工业大学航天工程系,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学航天工程系,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学航天工程系,黑龙江,哈尔滨,150001【正文语种】中文【中图分类】V412.40 引言随着航空航天技术的飞速发展,飞行器的种类越来越多。

其中,有相当大一部分在空间执行任务结束后,都必须再次地穿过大气层,最终返回到地面,例如美国的航天飞机和载人飞船的返回舱等,这些都属于再入飞行器。

这类飞行器大体上可分为三类:弹道式、弹道升力式和升力式。

其中,升力式飞行器能够利用飞行器控制技术,调整其所受的气动力,从而改变其再入轨迹。

这种飞行器除了能够水平着陆外,还具有大范围的机动飞行能力。

在很多情况下,升力式飞行器再入时,都对其横向最大机动距离提出要求,以确定飞行器的横向机动能力,如美国为实现快速全球打击而研制的增强型通用空天飞行器(enhanced common aero vehicle,ECAV),要求其横向机动能力达到 5 560 km[1]。

而对于飞行器纵向机动距离,由于可以通过大气外轨道调整实现,往往不作为再入指标被提出。

基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【摘要】研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法.首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法;最后进行了数学仿真研究.仿真结果表明:采用本文提出的反馈制导方法得到的末速度为6.93 km/s,比未采用闭环制导的方法提高了0.33 km/s,并且制导精度提高了15倍.【期刊名称】《中国惯性技术学报》【年(卷),期】2015(023)006【总页数】6页(P818-823)【关键词】飞行器再入;hp自适应伪谱法;轨迹优化;反馈制导【作者】夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【作者单位】哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;中国科学院沈阳自动化研究所,沈阳110016;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;上海卫星工程研究所,上海200240;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V448.2返回、再入和着陆过程是返回式航天器整个飞行任务链的最后阶段，保证航天器安全再入返回是航天技术研究的重要问题。

其中再入段由于经过大气层，动力学模型相对复杂，并且由于存在建模误差、各种扰动等因素，该阶段的轨迹优化和制导设计显得尤为重要[1-4]。

Naidu[5]采用匹配渐近展开法基于ADBARV坐标系的大气层内飞行器动力学方程对飞行器再入优化问题进行了求解分析。

Zimmerman等[6]提出了一种用于可重复使用飞行器再入阶段的控制算法，借助自主仿真和自寻的技术解决飞行器再入问题。

目前对于飞行器再入段动力学模型的研究已经取得了较好的研究成果，但在再入段轨迹优化方法方面，普遍存在最优轨迹生成时间长的困扰[6-7]；由于轨迹生成时间长，多采用离线生成最优轨迹进行制导，这导致制导精度受模型参数变化、扰动等因素影响而难以提高[1-3,8-9]。