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        RLV末端能量管理段的軌跡規(guī)劃及制導(dǎo)策略研究

        2018-04-02 02:04:46穆凌霞王新民馬天力
        航天控制 2018年1期
        關(guān)鍵詞:規(guī)劃設(shè)計

        穆凌霞 李 平 王新民 馬天力

        西北工業(yè)大學(xué)自動化學(xué)院,西安 710072

        近年來,先進的軌跡規(guī)劃及制導(dǎo)技術(shù)作為提高可重復(fù)使用運載器(RLV)自主性、降低成本的重要手段之一,受到了廣泛關(guān)注。其中,末端能量管理(TAEM)的軌跡規(guī)劃及制導(dǎo)是保證RLV安全返回的關(guān)鍵技術(shù)之一[1]。

        早期的航天飛機TAEM制導(dǎo)策略[2-3],將地面航程設(shè)計成4段,其中航向校正圓柱(Heading Alignment Cylinder, HAC)采用的半徑及位置固定,縱向制導(dǎo)采用能量剖面,為了預(yù)測地面軌跡和待飛距離,將機翼保持水平,忽略了滾轉(zhuǎn)角對升力的影響,而升力會嚴(yán)重改變飛行器的能量和航程。這種策略是在當(dāng)時的計算機存儲及運算能力的限制下的折衷選擇??v橫向解耦、離線軌跡的思想導(dǎo)致RLV在自主導(dǎo)引飛行時存在一些固有的局限性:1)離線策略增加了任務(wù)前規(guī)劃的時間和任務(wù)花費,并導(dǎo)致RLV在飛行過程中嚴(yán)重依賴預(yù)先加載于機載計算機中的軌跡。在突發(fā)情況下,只能跟蹤預(yù)先規(guī)劃好的有限的應(yīng)急軌跡,制約了RLV自主修復(fù)的能力;2)縱橫向解耦的設(shè)計策略,難以保證RLV末端飛行狀態(tài)的控制精度,而且將飛行路徑限制在一個狹小的標(biāo)稱飛行走廊內(nèi)難以應(yīng)對非標(biāo)稱情況。文獻[4-6]在航天飛機TAEM軌跡設(shè)計的方法上進行了改進,通過HAC位置和半徑的方法設(shè)計地面航程,將高度剖面規(guī)劃為地面航程的函數(shù),得到由多個幾何參數(shù)決定的參考軌跡。利用能量航程比的關(guān)系,求解軌跡上各點能量及狀態(tài),最后判斷終端能量以及約束是否滿足要求,求得可行軌跡解集,擇優(yōu)選擇得到滿足TAEM要求的最優(yōu)參考軌跡。該算法可在線使用,提高了RLV對不同初始能量的自適應(yīng)能力,但是因其繼承了傳統(tǒng)的縱橫向解耦的思想,導(dǎo)致制導(dǎo)精度有限。

        文獻[7-10]研究了一種基于內(nèi)核提取的次優(yōu)節(jié)點應(yīng)用的TAEM三維軌跡生成方法。該方法采用的是縱橫向耦合的質(zhì)心運動方程,因此所得的軌跡參數(shù)及控制量更精確。但是,設(shè)計橫側(cè)向軌跡時,利用了飛行器的最大轉(zhuǎn)彎能力,這一特點限制了RLV在非標(biāo)稱情況下進行軌跡調(diào)整的能力,從而制約了非標(biāo)稱情況下的自主飛行能力。文獻[11]則在上述方法基礎(chǔ)上,對軌跡迭代求解邏輯和地面軌跡機動方式進行了改進,加快了軌跡的生成速度,提高了精度和適應(yīng)性。

        在已有研究的基礎(chǔ)上,本文提出了一種TAEM三維軌跡規(guī)劃算法及橫向制導(dǎo)策略:設(shè)計了分段地面軌跡,可調(diào)參數(shù)為HAC的位置和大小及轉(zhuǎn)彎模式,提高了對高低能量的適應(yīng)能力;設(shè)計了三維軌跡迭代算法,以KEP運動方程為基礎(chǔ)并利用滾轉(zhuǎn)角剖面,迭代生成滿足縱向剖面的三維軌跡;設(shè)計了縱向位置校正算法,通過對可調(diào)參數(shù)的迭代,使TAEM末端狀態(tài)滿足要求;設(shè)計了HAC段和預(yù)著陸段的橫向制導(dǎo)律,通過建立橫向制導(dǎo)的數(shù)學(xué)模型,從理論上給出了詳細的制導(dǎo)律設(shè)計過程。

        1 TAEM軌跡生成算法

        1.1 算法基礎(chǔ)

        在以時間為自變量的傳統(tǒng)RLV質(zhì)點動力學(xué)方程[4]的基礎(chǔ)上,利用內(nèi)核提取協(xié)議(Kernel Extraction Protocol, KEP)[7],建立以高度為自變量、動壓為狀態(tài)變量的KEP動力學(xué)方程,有:

        (1)

        (2)

        (3)

        (4)

        (5)

        (6)

        其中,自變量h為高度;狀態(tài)量(q,γ,χ,x,y,S)分別為RLV的動壓、航跡傾斜角、航跡方位角、縱程、橫程和地面航程;μ為滾轉(zhuǎn)角;m為RLV的質(zhì)量;g為重力加速度,在TAEM飛行范圍內(nèi)可取常值;CL和CD為升力和阻力系數(shù),為迎角α和馬赫數(shù)的函數(shù)。

        注意:該KEP運動方程提取了RLV運動的主要特征??紤]到動壓對RLV安全飛行的意義,利用動壓替代速度作為狀態(tài)變量;考慮到RLV在末端不涉及與時間相關(guān)的節(jié)省燃油、快速性等問題,利用高度替代時間作為自變量。

        為了完成后續(xù)軌跡的規(guī)劃,首先設(shè)計代表縱向特征的動壓剖面,動壓隨高度的變化關(guān)系,如式(7)所示:

        qref(h)=α0+α1h+α2h2+α3h3

        (7)

        對式(7)求導(dǎo)有

        (8)

        式中,α0,α1,α2和α3為待設(shè)計參數(shù)。

        根據(jù)已知的起點、終點處的動壓和高度信息,引入終點處動壓變化率為0的約束,以及設(shè)定中間某高度處的動壓值,構(gòu)成4個約束方程,可確定上述參數(shù)的值。

        注意:終點處動壓變化率為0,為準(zhǔn)平衡滑翔假設(shè),符合緊接著TAEM段的進場著陸段(Approach & Landing, AL)的準(zhǔn)平衡滑翔的假設(shè)。

        設(shè)計地面軌跡如圖1所示,在傳統(tǒng)的TAEM分段軌跡的基礎(chǔ)上,增加了對HAC位置和半徑大小的調(diào)整以及2種轉(zhuǎn)彎模式的選擇,以提高制導(dǎo)系統(tǒng)的自適應(yīng)能力。轉(zhuǎn)彎模式有跨越式和直接式2種,如圖1所示,當(dāng)RLV起點與HAC在跑道同側(cè)為直接式,否則為跨越式,采用該策略可以確保當(dāng)RLV在初期再入段結(jié)束時具有不同的能量時,均能通過合適的轉(zhuǎn)彎模式選擇以及HAC的調(diào)整實現(xiàn)精確著陸。圖1中,TAEM段開始于TEP(Terminal Entry Point)點,經(jīng)歷的4段飛行路線依次為:捕獲段、直線飛行段、HAC段和預(yù)著陸段。

        圖1 地面軌跡設(shè)計

        (9)

        根據(jù)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎原理,利用上述航程的大小,計算在滾轉(zhuǎn)角指令的分段函數(shù)如下:

        (10)

        1.2 算法設(shè)計

        在上述動壓剖面和地面軌跡的基礎(chǔ)上,設(shè)計TAEM三維軌跡生成算法流程如圖2所示,在每個高度節(jié)點上,利用2個嵌套回路迭代求解滿足RLV運動方程的狀態(tài)變量。內(nèi)環(huán)使用割線法,調(diào)節(jié)迎角使得實際與期望的動壓變化率相等,然后根據(jù)式(10)計算滾轉(zhuǎn)角,使用割線法調(diào)節(jié)航跡角使實際與期望的動壓一致,計算當(dāng)前高度節(jié)點上的地面航程,為下一節(jié)點的滾轉(zhuǎn)角的計算作鋪墊,記錄所有狀態(tài)并進入到下一個高度節(jié)點的循環(huán)。

        圖2 TAEM三維軌跡迭代算法

        該算法可以保證終點處的高度、動壓、橫向位置和航跡方位角滿足指定的要求,但縱向位置有出現(xiàn)誤差的可能,因此,設(shè)計如圖3所示的縱向位置校正算法,通過調(diào)整R1,xHAC(定義如圖1所示)實現(xiàn)縱向位置的校正,同時通過轉(zhuǎn)彎模式的選擇實現(xiàn)RLV不同初始能量的要求,算法原理如下:

        Step1: 設(shè)定R1,xHAC為最小值,并選擇跨越式飛行模式,利用算法1完成TAEM三維軌跡的設(shè)計,得到最終的縱向位置;

        Step2: 判斷該位置是否超過終點位置xALI,若是,則選取跨越式飛行模式0,若否,則選取直接式飛行模式1;

        Step3: 設(shè)定R1,xHAC的值,進行三維軌跡設(shè)計;

        Step4: 判斷|xf-xALI|是否小于Δ=100ft,若是,則仿真結(jié)束,若否,則利用式(11)和(12)調(diào)整設(shè)置新的R1,xHAC,返回Step3。

        HAC位置的校正采用如下線性規(guī)律:

        xHAC(k+1)=xHAC(k)+bsgo

        (11)

        其中,sgo=xALI-xf表示縱向待飛距離;b為校正因子,在2種不同的模式下取不同的值。

        HAC半徑R1的校正采用牛頓迭代法:

        (12)

        其中,文中的縱向位置校正策略是通過調(diào)整HAC的弧長達到調(diào)整sgo的目的。根據(jù)式(9)的HAC的弧長,計算上式中偏微分項?sgo/?R1=ΨHAC。

        圖3 縱向位置校正算法

        2 橫向魯棒制導(dǎo)律設(shè)計

        當(dāng)RLV進入到TAEM段時,通過在線軌跡規(guī)劃器,根據(jù)當(dāng)前的能量狀態(tài)規(guī)劃合適的飛行軌跡,即確定HAC的位置、半徑大小以及轉(zhuǎn)彎模式。RLV在飛行過程中需完成對軌跡的跟蹤飛行。其中,各段的縱向采用迎角制導(dǎo)策略,可參見文獻[4]。本節(jié)主要研究RLV橫側(cè)向制導(dǎo)律的設(shè)計,HAC段為螺旋軌跡,RLV進行大范圍橫向機動,成為整個TAEM段制導(dǎo)的關(guān)鍵技術(shù),預(yù)著陸段為TAEM的最后一段,考慮到HAC段的跟蹤誤差及切換延遲帶來的誤差,高精度的航向校正控制意味著TAEM的制導(dǎo)精度。

        2.1 HAC段橫向制導(dǎo)律設(shè)計

        如圖4所示,當(dāng)RLV跟蹤HAC的圓弧時,在法向和側(cè)向分別對RLV進行受力分析,并根據(jù)牛頓第二定律有:

        (13)

        (14)

        Lcosμ=mgcosγ

        (15)

        考慮到RLV轉(zhuǎn)彎角速率

        (16)

        定義VH=Vcosγ為RLV在水平方向的速度。因此,根據(jù)式(14)和(16),解得

        上述過程完成了開環(huán)滾轉(zhuǎn)角指令的計算,從理論上來講,若RLV能夠以上式所示的滾轉(zhuǎn)角飛行,那么RLV將能較好的跟蹤理想的HAC軌跡,但是,實際飛行中,初始條件的不確定以及模型的假設(shè)及不確定性,均會導(dǎo)致僅依賴該制導(dǎo)指令達不到滿意的軌跡跟蹤效果。因此,引入閉環(huán)制導(dǎo)指令,實時校準(zhǔn)RLV的航向誤差。與文獻[4]不同,本文從理論的角度對制導(dǎo)律進行設(shè)計。

        首先,建立軌跡跟蹤的模型,如圖4所示,定義σ為航跡偏差角,η為RLV當(dāng)前位置和HAC中心參考點連接成的直線與x軸之間的角度,R為HAC半徑,由圖4中的幾何關(guān)系,有:

        圖4 HAC軌跡跟蹤模型

        η=ψ+(90°-σ)

        (17)

        (18)

        (19)

        由式(14)、(17)和(18)可得,

        (20)

        定義航向偏差角的擾動量、半徑的擾動量和滾轉(zhuǎn)角增量分別為:

        δu=[μ-μ*]

        δR=R-R*,δσ=σ-σ*

        其中,μ*,R*和σ*為相應(yīng)的期望值。

        令系統(tǒng)狀態(tài)變量δz=[δRT,δσT]T,輸入為δu,對式(19)和(20)求偏導(dǎo),并利用式(15)的關(guān)系,建立線性系統(tǒng)方程:

        (21)

        (22)

        可見系統(tǒng)矩陣A,B在某一瞬態(tài)均為已知量或可測量得到。根據(jù)系統(tǒng)能控性秩判據(jù),可知系統(tǒng)完全能控。此外,根據(jù)det(λI-A)=0,計算得到系統(tǒng)的特征根為:λ=±j(VH/R)??梢娤到y(tǒng)是二階零阻尼系統(tǒng),需引入反饋項。令反饋制導(dǎo)項為:

        δu=Kδz=kRδR+kσδσ

        (23)

        利用極點配置的原理,得到:

        其中,ξ,ωn為阻尼比和自然頻率。

        因此,HAC段的橫向閉環(huán)制導(dǎo)指令為:

        總的橫向制導(dǎo)律為:

        (24)

        2.2 預(yù)著陸段橫向制導(dǎo)律設(shè)計

        當(dāng)ΨHAC≤5°時,制導(dǎo)系統(tǒng)即認(rèn)為HAC段的飛行完成,隨即切換至預(yù)著陸段,理想情況下,此時的滾轉(zhuǎn)角μ應(yīng)當(dāng)為0,橫向位置為0,而實際中,由于HAC段終點處的位置誤差,以及切換延遲帶來的誤差,需要對滾轉(zhuǎn)角進行修正,以消除最終的橫向位置誤差。

        選取橫向位置及其變化率為狀態(tài)變量,構(gòu)建系統(tǒng)方程為:

        設(shè)計制導(dǎo)律為:

        與HAC段類似,此處不再展開。因此,預(yù)著陸段的橫向制導(dǎo)律為:

        (25)

        3 仿真驗證

        本文建立的RLV模型具有與X-34飛行器[12]類似的結(jié)構(gòu),在MATLAB環(huán)境下對RLV末端能量管理段軌跡規(guī)劃算法及制導(dǎo)策略進行仿真分析,首先,在不同的初始條件下,生成期望的TAEM飛行軌跡,以驗證軌跡規(guī)劃算法的可行性及其對初始條件不確定性的自適應(yīng)能力。然后,對HAC段及預(yù)著陸進行軌跡跟蹤分析,以驗證橫向制導(dǎo)律對HAC初始偏差情形下的適應(yīng)能力。

        由于初期再入段的控制誤差,導(dǎo)致TAEM段起點位置和航跡方位角存在不確定性,因此,論文設(shè)定了如表1所示的5種不同的仿真初始條件,分別進行仿真試驗,起點高度均為85000ft,動壓255psf,終點高度為10000ft,動壓為170psf。設(shè)定HAC半徑調(diào)節(jié)因子R2=305。

        圖5給出了不同初始條件下的地面軌跡迭代曲線,可見該軌跡規(guī)劃算法可保證在不同的初始條件下,通過調(diào)整HAC的位置和大小及轉(zhuǎn)彎模式,可規(guī)劃出合適的參考軌跡,算法可行。

        為了驗證HAC段和預(yù)著陸段的橫向制導(dǎo)律,選取HAC起始點為仿真開始點,此時高度為38000ft,

        馬赫數(shù)0.8,處于亞聲速飛行階段。給定HAC段的初始位置誤差為1000ft,選取ξ=0.7,ωn=0.5rad/s,ξp=0.9,ωnp=0.5rad/s。圖6給出了地面軌跡的跟蹤曲線,可見在制導(dǎo)律式(24)和(25)的作用下,可以保證TAEM末端制導(dǎo)的精度。圖7給出該范圍內(nèi)的迎角和滾轉(zhuǎn)角隨高度變化的曲線圖,迎角除了在HAC開始處出現(xiàn)瞬態(tài)響應(yīng),其余均較為平緩,滾轉(zhuǎn)角在HAC段逐漸減小,在預(yù)著陸段近似為0,最終保證了橫向位置誤差接近為0。

        表1 不同初始條件下的軌跡生成結(jié)果

        圖5 不同初始條件下生成的地面軌跡

        圖6 地面軌跡跟蹤結(jié)果

        圖7 系統(tǒng)輸入曲線

        4 結(jié)論

        考慮到RLV在TAEM段的實際飛行特點,本文提出的軌跡規(guī)劃算法從建立以高度為自變量、動壓為狀態(tài)變量的KEP運動方程著手,根據(jù)動壓剖面和地面軌跡,迭代生成三維軌跡。利用縱向位置校正算法,保證在不同初始位置下能夠生成合理的TAEM軌跡??紤]到橫向跟蹤可能出現(xiàn)的誤差,設(shè)計了HAC段和預(yù)著陸段的橫向制導(dǎo)律,保證了末端制導(dǎo)精度。

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