升力式天地往返飛行器自主制導(dǎo)方法研究.pdf

1、類似于美國X-37B的垂直起飛水平著陸的多級入軌升力式天地往返飛行器是現(xiàn)階段各國研究發(fā)展的熱點。空間應(yīng)用對其提出了自主性、安全性和可靠性的要求,飛行器必須在飛行條件變化、飛行故障時,仍然有能力精確入軌或安全著陸到指定的區(qū)域,這就要求飛行器的制導(dǎo)技術(shù)必須具有極強的魯棒性和自適應(yīng)性。本文以X-37B升力式天地往返飛行器為背景,重點研究了其上升段和再入段自主制導(dǎo)方法。
　　當(dāng)前飛行器大氣層內(nèi)上升段的制導(dǎo)均采用開環(huán)的制導(dǎo)模式,任意任務(wù)和系

2、統(tǒng)參數(shù)的改變都需要重新規(guī)劃一條最優(yōu)的軌跡,飛行器大氣層內(nèi)制導(dǎo)技術(shù)關(guān)鍵是解決最優(yōu)軌跡快速生成問題。直接法對初值敏感,求解速度較慢,間接法求解速度較快,精度較高,但對過程約束的處理較為困難。本文利用間接法,結(jié)合無過程約束下大氣層內(nèi)上升段最優(yōu)軌跡的半解析表達式,構(gòu)造了一種雙重迭代算法,采用密度同倫的方法逐漸引入大氣的影響,獲得無過程約束下大氣層內(nèi)上升段最優(yōu)軌跡,而后將該值作為初值,再采用直接法進行求解,最終獲得有過程約束下大氣層內(nèi)上升段最優(yōu)軌

3、跡。
　　基于標(biāo)準(zhǔn)軌跡的攝動制導(dǎo)方法制導(dǎo)精度較低、自主性較差,傳統(tǒng)的迭代制導(dǎo)基于小偏航角假設(shè)對大偏航角的任務(wù)不能適應(yīng)。本文提出了三種具有不同迭代模式的適用于大姿態(tài)角范圍的自主迭代制導(dǎo)方法,并推導(dǎo)了其雅可比矩陣的解析式。對三種迭代制導(dǎo)方法進行了比較分析,對性能較好的內(nèi)更新迭代模式的迭代制導(dǎo)方法的制導(dǎo)精度進行了仿真分析,表明該方法能夠適用于天地往返飛行器大氣層外大姿態(tài)角范圍的高精度自主制導(dǎo)。
　　再入軌跡優(yōu)化分析是再入制導(dǎo)設(shè)計的

4、基礎(chǔ)。序列梯度-修復(fù)算法是求解最優(yōu)控制問題的間接法,采用統(tǒng)一的最優(yōu)性條件,減少了推導(dǎo)伴隨方程與橫截條件等過程的復(fù)雜和繁瑣,便于模塊化實現(xiàn),對初值不敏感。本文研究了序列梯度-修復(fù)算法在升力式天地往返飛行器再入軌跡優(yōu)化中的應(yīng)用,給出了再入軌跡優(yōu)化中控制量約束、過程約束的轉(zhuǎn)化過程,同時結(jié)合再入運動數(shù)學(xué)模型的強非線性,引入了狀態(tài)積分,改進了算法的更新方法。對改進的算法在升力式天地往返飛行器擬平滑再入軌跡優(yōu)化中的實用性進行了比較分析,驗證了改進的

5、算法在收斂速度和優(yōu)化效果上較原始算法有明顯提升,能在較短的時間內(nèi)獲得一條滿足過程約束和末端約束的升力式天地往返飛行器擬平滑再入軌跡。分析了飛行器平滑軌跡和跳躍軌跡的覆蓋能力,相比平滑軌跡,跳躍軌跡能顯著提高最大縱程,其法向過載、動壓和駐點熱流的值相對較小,因此對飛行器的結(jié)構(gòu)強度和防熱的要求相對較低,但是跳躍軌跡對控制系統(tǒng)的要求較高,對飛行器的氣動特性和穩(wěn)定性也提出了較高的要求。
　　以阻力加速度剖面為設(shè)計基礎(chǔ),開展升力式天地往返飛