空天飛行器返回滑翔段在線制導(dǎo)方法

周宏宇，王小剛，趙亞麗，崔乃剛

(1.哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，哈爾濱 150001；2.北京航天晨信科技有限公司，北京 102308)

0 引 言

隨著航天技術(shù)的快速發(fā)展和航天活動的多元化與頻繁化，航天發(fā)射的經(jīng)濟(jì)性和靈活性愈發(fā)重要；在此背景下，可完全重復(fù)使用的空天往返飛行器應(yīng)運(yùn)而生。不同于運(yùn)載火箭和航天飛機(jī)，空天飛行器采用多種動力模式入軌，上下兩級均有自主返回能力，在靈活性和經(jīng)濟(jì)性上更具優(yōu)勢，已成為各航天強(qiáng)國的研究熱點(diǎn)[1-4]。美國近年來完成了多次空天飛行器相關(guān)試驗(yàn)[5-6]，印度于2016年完成了可重復(fù)使用驗(yàn)證機(jī)首飛[7]，日本也于2019年制定了新一代空天飛行器研制計劃。

返回滑翔段是空天飛行器實(shí)現(xiàn)可重復(fù)使用的關(guān)鍵階段。由于再入速度高、滑翔距離遠(yuǎn)，為實(shí)現(xiàn)安全返回，必須滿足熱環(huán)境、過載和擬平衡滑翔以及攻角和傾側(cè)角等控制約束[8]；同時還要滿足高度、速度、傾角、位置和航向等終端約束，從而順利過渡至末端能量管理段。此外，考慮初始返回狀態(tài)的不確定性和諸多干擾因素的影響，必須對滑翔段軌跡進(jìn)行在線制導(dǎo)修正。

目前可用于空天飛行器返回滑翔段的制導(dǎo)方法包括標(biāo)稱軌跡法[9-11]、預(yù)測校正法[12-14]以及在線優(yōu)化法[15-16]等。其中文獻(xiàn)[9]給出了一種較為典型的標(biāo)稱軌跡法，該方法事先設(shè)定攻角剖面并在飛行走廊中迭代傾側(cè)角，然后使用PID控制器跟蹤標(biāo)稱攻角及傾側(cè)角指令。預(yù)測校正法通過在線求解終端狀態(tài)修正飛行指令，無需軌跡跟蹤器，抗干擾性更強(qiáng)。在線優(yōu)化法通過反復(fù)計算最優(yōu)軌跡修正飛行指令，能夠滿足多種飛行約束并保證飛行指標(biāo)的最優(yōu)性，具有很好的應(yīng)用前景。

上述方法技術(shù)成熟、應(yīng)用廣泛，但在空天飛行器應(yīng)用中還需進(jìn)一步研究與改進(jìn)。首先，標(biāo)稱軌跡法一般需要滿足小擾動假設(shè)并預(yù)設(shè)攻角形式，制約了任務(wù)的靈活性。預(yù)測校正法需在線計算終端偏差，但常見的基于數(shù)值解或解析解的預(yù)測方法難以兼顧計算量和計算精度。由于滑翔段航程遠(yuǎn)、飛行環(huán)境復(fù)雜、非線性耦合強(qiáng)[17]，快速求解最優(yōu)軌跡并非易事，故在線優(yōu)化法需同時考慮最優(yōu)性和收斂性的問題。為解決上述問題，諸多學(xué)者開始探索新的理論方法和技術(shù)途徑?；诨？刂评碚?，文獻(xiàn)[18]設(shè)計了一種能夠克服大偏差的自適應(yīng)軌跡跟蹤器。文獻(xiàn)[19]設(shè)計了一種改進(jìn)型擾動觀測器，提高了標(biāo)稱高度和速度剖面的跟蹤精度。文獻(xiàn)[20]采用反饋線性化理論，基于高低角和方位角信息實(shí)現(xiàn)了終端速度的快速預(yù)測。文獻(xiàn)[21]提出了一種快速優(yōu)化算法，保證了最優(yōu)軌跡的在線求解效率。同時一些混合方法正不斷涌現(xiàn)，如將標(biāo)稱軌跡法和在線優(yōu)化法結(jié)合，從而實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)精度和計算量的最佳平衡。

針對滑翔軌跡在線重構(gòu)需求，考慮氣動、約束、軌跡和指標(biāo)間的復(fù)雜耦合關(guān)系[22]，從提高在線求解效率出發(fā)，設(shè)計了一種新的滑翔段飛行剖面。推導(dǎo)了滑翔段運(yùn)動狀態(tài)、過程約束和性能指標(biāo)的解析表達(dá)式，降低了優(yōu)化問題的求解難度。在此基礎(chǔ)上提出了一種雙層在線制導(dǎo)方法：內(nèi)層實(shí)時重構(gòu)飛行剖面并借助解析解控制終端速度；外層使用混合優(yōu)化算法優(yōu)化飛行剖面，滿足過程約束的同時降低過載需求。該方法無需事先計算攻角與傾側(cè)角，無需設(shè)計軌跡跟蹤器，無需在線積分預(yù)測終端狀態(tài)，能夠自動滿足多種約束條件并保證軌跡的最優(yōu)性。數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證了方法的正確性和有效性；在非標(biāo)稱狀態(tài)下，終端狀態(tài)相對偏差小于3%。

1 返回滑翔段運(yùn)動數(shù)學(xué)模型

考慮地球自轉(zhuǎn)，空天飛行器在返回滑翔段中的運(yùn)動方程如下：

(1)

式中：V為速度，γ為飛行路徑角，r為質(zhì)心到地心的距離，ψ為航向角，θ為經(jīng)度，φ為地心緯度；m為質(zhì)量，D為阻力，L為升力，σ為傾側(cè)角，g為地球引力加速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速度。

阻力和升力的計算方式為：

(2)

式中：cD和cL分別為阻力系數(shù)和升力系數(shù)，Sref為飛行器特征面積，q=ρV2/2為飛行動壓，其中ρ為大氣密度，可采用指數(shù)函數(shù)計算：

ρ=ρ0exp(-βh)

(3)

式中：β=1.41×10-4m-1與ρ0=1.225 kg/m3為常系數(shù)；h=r-Re為飛行高度，其中Re為地球平均半徑。

設(shè)氣動系數(shù)按如下規(guī)律變化：

(4)

式中：cD0,cL0,β1,β2,β3,β4為給定參數(shù)，α為攻角。

定義當(dāng)前位置與終端位置間的航程為剩余航程，記為RL，則有：

(5)

式中：μL為剩余航程對應(yīng)的地心航程角，θT和φT表示終端位置；ζ=ψw-ψ為航向偏差，其中ψw為期望航向角，計算方式如下：

(6)

空天飛行器在返回滑翔段中必須滿足諸多約束條件。為保證順利交班，設(shè)終端約束如下：

Φf=[hf,γf,Vf,RLf,ζf]T-[hc,γc,Vc,0,0]T=0

(7)

式中：下標(biāo)“f”表示實(shí)際終端狀態(tài)，下標(biāo)“c”表示期望終端狀態(tài)。

同時，設(shè)置過程約束如下：

(8)

式中：下標(biāo)“max”表示該過程變量允許的最大值，NL=L/(mg)為速度坐標(biāo)系下的法向過載，qr為駐點(diǎn)熱流。對于空天飛行器，熱流的計算方式如下：

(9)

式中：RN為駐點(diǎn)曲率半徑，取為0.08 m。

此外，滑翔段還應(yīng)滿足擬平衡滑翔條件，具體表示為如下形式：

(10)

2 返回滑翔段飛行剖面設(shè)計

2.1 縱向剖面設(shè)計

設(shè)計飛行高度為剩余航程的函數(shù)：

(11)

式中：ai(i=0,1,…,n)為未知系數(shù)。取n=5。

1)攻角確定

(12)

(13)

其中

(14)

根據(jù)式(1)和(2)，式(12)和(13)可表示為：

(15)

(16)

(17)

定義：

(18)

(19)

(20)

因此飛行剖面上各處的升力為：

(21)

注1.式中令ψw=arccos(Kw)，結(jié)合式可得：

(22)

2)剖面確定

由于n=5，需建立六個方程來求解F(RL)中的系數(shù)a0～a5。由于初始和終端高度已知，由式(11)可得：

(23)

式中：下標(biāo)“0”表示滑翔段初始運(yùn)動狀態(tài)。同時根據(jù)初始和終端飛行路徑角，由式(12)和(15)可得：

(24)

(25)

假設(shè)cosζ≈1，式(24)和(25)可改寫為：

(26)

(27)

定義：

(28)

類似于式(23)，可以得到另外兩個方程：

(29)

式中：h1和h2分別為剩余航程2/3和1/3處的高度值。定義剖面設(shè)計變量為uh=[h1,h2]T，因此只需兩個參數(shù)便能夠由式(23)～(29)求出a0～a5。

最后，給出剖面設(shè)計的性能指標(biāo)函數(shù)。由式(21)可知，升力由f″(RL)決定；因此在滿足約束條件的前提下，若能使|f″(RL)|盡量小，則需用過載和攻角會更小。因此設(shè)計性能指標(biāo)如下：

minJglide=max(|f″(RL)|)

(30)

2.2 側(cè)向剖面設(shè)計

設(shè)計傾側(cè)角為航向角偏差的函數(shù)：

(31)

式中：為ζm為給定正數(shù)，kσ為待定正數(shù)；設(shè)t0為傾側(cè)角翻轉(zhuǎn)時刻，則Δt=t-t0且σ0=σ(t0)。當(dāng)t=t0時，σ=σ0；當(dāng)t足夠大時，σ由航向偏差ζ決定。

(32)

定義Kσ=ζσmax/ζm-σ0，考慮到e-kσΔt≤1：

(33)

2.3 滑翔段解析解推導(dǎo)

2.3.1運(yùn)動狀態(tài)的解析解

由于高度已定義為剩余航程的函數(shù)，以剩余航程為自變量，滑翔段高度的解析解即式(11)。

設(shè)cosζ≈1，cosγ≈1和sinγ≈γ；根據(jù)式(1)、(5)和(12)可得飛行路徑角的解析解為：

(34)

為求得速度的解析解，由動力學(xué)方程可得：

(35)

滑翔段中阻力通常遠(yuǎn)大于引力沿速度方向的分量，因此式(35)可改寫為：

(36)

定義τD=cD0Srefρ0/(2m)，則有：

(37)

由式(11)、(34)和(37)可得：

(38)

對上式兩端積分得：

(39)

式中：CV為積分常數(shù)。定義：

(40)

因此滑翔段速度的解析解為：

V=[τDy(RL)+CV]-1/β1

(41)

由于RL0對應(yīng)V0，可得CV=V0-β1-τDy(RL0)。同時由于RLf=0，故y(RLf)=0。因此終端速度為：

(42)

2.3.2過程約束和性能指標(biāo)的解析解

根據(jù)式(41)，動壓的解析表達(dá)式為：

(43)

同時，駐點(diǎn)熱流的解析解為：

(44)

式中：ks=9.98×10-7，此時qr的單位為W/m2。

設(shè)cosζ=cosγ=1，則升力的解析解為：

(45)

因此法向過載的解析表達(dá)式為：

(46)

欲求性能指標(biāo)即|f″(RL)|的極值，令f?(RL)=0；由式(13)可得：

(47)

其中

(48)

求解方程F2(RL)G1-2G2=0，便可得到f(RL)二階導(dǎo)數(shù)的極值，進(jìn)而求出性能指標(biāo)函數(shù)Jglide。

3 返回滑翔段在線制導(dǎo)算法

3.1 在線制導(dǎo)方法

通過設(shè)計縱向剖面和側(cè)向過載，終端高度、飛行路徑角、剩余航程和滑翔偏差得以自動滿足；而式表明終端速度是剩余航程的函數(shù)，因此可通過控制橫向機(jī)動改變剩余航程的變化率，使剩余航程匹配期望的終端速度。

通過設(shè)計路徑點(diǎn)來改變剩余航程。如圖1所示；其中p1為當(dāng)前位置，p2為路徑點(diǎn)，p3為目標(biāo)點(diǎn)。R12為p1p2間的航程，R23為p2p3間的航程，R13為p1p3間的航程。為滿足終端速度約束Vfc，由式(40)和(42)可得剩余航程應(yīng)滿足：

圖1 剩余航程控制方法

(49)

記方程(49)的解為RLw，則路徑點(diǎn)p2的選擇必須滿足R12+R23=RLw。參考式可得：

(50)

式中：θ2和φ2為路徑點(diǎn)p2的經(jīng)緯度，ψ12為指向p2的期望航向角。

令R12=R23=RLw/2，由球面三角形定理可得：

(51)

式中：ψ13表示經(jīng)過p2后指向目標(biāo)點(diǎn)的期望航向角。因此，路徑點(diǎn)p2的位置為：

(52)

設(shè)從起點(diǎn)到當(dāng)前位置飛過的航程為Rcov，制導(dǎo)周期為ΔRcov；在線制導(dǎo)方法具體如下所示：

1)路徑點(diǎn)更新

每五個周期(5ΔRcov)更新一次期望剩余航程RLw和路徑點(diǎn)p2；

2)剖面優(yōu)化計算

每四個周期(4ΔRcov)計算一次uh=[h1,h2]T的最優(yōu)值，使指標(biāo)Jguide達(dá)到最小；否則uh的值不變；

3)剖面在線重構(gòu)

每一個周期(ΔRcov)根據(jù)uh和當(dāng)前運(yùn)動狀態(tài)，由式(23)～(29)更新多項(xiàng)式F(RL)的系數(shù)a0～a5；

4)分別由式(21)和(31)計算攻角和傾側(cè)角；

5)更新參數(shù)τD；

6)積分動力學(xué)方程更新運(yùn)動狀態(tài)；

7)返回步驟1)。

步驟1)是為了修正終端速度。步驟2)是為了更新剖面重構(gòu)基準(zhǔn)uh=[h1,h2]T，修正速度解析值與真實(shí)值間的偏差，滿足過程約束并保證軌跡的最優(yōu)性。步驟3)是為了重構(gòu)飛行剖面，從而滿足終端高度、位置和飛行路徑角約束。

3.2 混合優(yōu)化方法

上述在線滑翔剖面優(yōu)化問題實(shí)際上是一個含有五個過程(不等式)約束的雙參數(shù)尋優(yōu)問題。只含不等式約束的優(yōu)化問題可通過罰函數(shù)法轉(zhuǎn)化為無約束優(yōu)化問題：

(53)

式中：rΦ為罰因子，NΦ為不等式約束的數(shù)量。上述無約束優(yōu)化問題可采用CGM求解?；綜GM如下：

xl+1=xl+αldl

(54)

(55)

式中：αl,dl和βl分別為搜索步長、搜索方向和搜索因子；x=Uh=[h1,h2]T為優(yōu)化變量，l為迭代次數(shù)；Gl為函數(shù)Jnew關(guān)于xl的梯度，可采用差分法求得。

標(biāo)準(zhǔn)CGM中的搜索步長為單調(diào)遞減，在迭代后期計算效率較低；因此按如下方式選取步長αl：

(56)

式中：δ1∈(0,1/2]和δ2∈(δ1,1)為預(yù)設(shè)常數(shù)。

為避免計算變量βl，將式(55)第二項(xiàng)改寫為：

dl=-QlGl,l>0

(57)

式中：Ql為二維方陣。定義sl=dl-dl-1,zl=Gl-Gl-1以及二維單位方陣I2，則Ql可按如下方式計算：

(58)

改進(jìn)后的CGM如下：

1)令迭代次數(shù)l=0，初始化x0；

2)由式(55)第一項(xiàng)和式(57)確定搜索方向dl；

3)由式(56)確定搜索步長αl；

(1)給定αl的值，求出xl+1以及相應(yīng)的性能指標(biāo)梯度G(xl+1)；

(2)根據(jù)式(56)調(diào)整αl值，直至式(56)成立；

4)由式(54)計算xl+1；

5)根據(jù)xl+1判斷算法是否收斂：

(59)

式中：εj和εx為收斂精度。若滿足式(59)則終止迭代并輸出xl+1，否則l加1并返回步驟2)。

CGM在初值適合時收斂很快，而文獻(xiàn)[23]指出在慣性權(quán)重的值滿足一定條件時，PSO算法將快速收斂于近優(yōu)解附近；因此，PSO[24]可作為CGM的初值求解器，由于初步計算h1和h2。

4 仿真分析

為驗(yàn)證方法的正確性，建立表1所示仿真場景，其中初始航向角由式(6)求出，故初始航向偏差為零。設(shè)飛行器質(zhì)量分別為6000 kg,5500 kg和5000 kg，特征面積分別為4.5 m2,4.0 m2和3.5 m2。

表1 仿真場景設(shè)定

首先不考慮干擾和偏差，得到仿真結(jié)果如圖2～圖7所示。圖2表明高度變化平緩，圖4表明飛行路徑角的絕對值始終小于2°(大多數(shù)時間小于1°)，滿足擬平衡滑翔條件和解析解中的前提假設(shè)。

圖2 滑翔段飛行剖面

圖3 飛行速度隨時間變化情況

圖4 飛行路徑角隨時間變化情況

圖5 過程約束隨時間變化情況

圖6 飛行指令隨時間變化情況

圖7 三維飛行軌跡

由于在線搜索剖面設(shè)計變量時使用了大量解析表達(dá)式，即使需要計算約20×15=300次性能指標(biāo)，PSO也能很快得到初值。以場景1中首次(零時刻)優(yōu)化計算為例，在東芝L001筆記本電腦(雙核4 GB內(nèi)存、英特爾酷睿i3 M330/2.13 GHz處理器)上基于MATLAB 2016a執(zhí)行混合優(yōu)化算法，具體計算過程如圖8所示。

圖8 混合優(yōu)化算法計算過程

由于上述滑翔段剖面設(shè)計方法能夠自動滿足終端高度、飛行路徑角和位置約束，在此僅關(guān)注終端速度偏差；如圖3所示，三種場景下，終端速度偏差分別為23.25 m/s、20.98 m/s和14.31 m/s；相對誤差分別為1.94%、1.95%和1.19%。

圖5表明各項(xiàng)過程約束均得到滿足。圖6表明攻角指令十分平滑。由于攻角源于函數(shù)F(RL)的二階導(dǎo)，因此攻角變化率是連續(xù)的，同時傾側(cè)角指令也是連續(xù)光滑，這對控制系統(tǒng)是很有利的。在路徑點(diǎn)處，期望航向的變化導(dǎo)致了側(cè)向過載方向的改變，因此傾側(cè)角會出現(xiàn)突變，同時攻角也會出現(xiàn)突變；但在傾側(cè)角計算過程中已經(jīng)考慮了精度變化率約束，因此路徑點(diǎn)處的飛行指令變化幅度滿足控制系統(tǒng)的能力約束。同時，在滑翔段的絕大多數(shù)時間里，攻角和傾側(cè)角指令均是平滑連續(xù)的。

圖8中，PSO用時0.2 s(優(yōu)化結(jié)果為h1=36.5 km，h2=35.3 km)，CGM用時0.06 s(迭代4次后收斂，結(jié)果為h1=38.4 km，h2=35.6 km)，說明基于解析解的在線優(yōu)化算法滿足計算效率要求。另外，圖8表明PSO算法在進(jìn)化第11代時已經(jīng)收斂，說明可以用更少的進(jìn)化代數(shù)或粒子數(shù)完成初值計算。但PSO具有隨機(jī)性，故不宜采用過少的進(jìn)化代數(shù)或粒子數(shù)。

其次考慮干擾因素，設(shè)置服從均勻分布的滑翔段干擾因素如表2所示。以表1中的場景1為例進(jìn)行500次蒙特卡洛打靶仿真，結(jié)果見圖9～圖12。

圖12 過程約束滿足情況

表2 滑翔段干擾因素

如圖9所示，終端速度偏差的絕對值在500次仿真中的最大值為34.98 m/s(相對誤差2.91%)，平均值為20.34 m/s(相對誤差1.69%)。

圖9 終端速度偏差直方圖

圖10和圖11表明，終端約束在非標(biāo)稱條件下依然能夠得到滿足，同時飛行路徑角值保持在0°附近，滿足擬平衡滑翔條件和解析解中的前提假設(shè)。圖12給出了單次仿真中各過程變量的最大值，可以看出在500次仿真中，過程約束均得到滿足。

圖10 滑翔段飛行剖面

圖11 飛行路徑角隨時間變化情況

最后指出，仿真中取更新周期ΔRcov=50 km；由表1中的初始速度可知，ΔRcov對應(yīng)的飛行時間大于10 s。因此，路徑點(diǎn)更新周期(5ΔRcov)大于50 s，而飛行剖面優(yōu)化周期(4ΔRcov)大于40 s?；谏鲜銎拭嬖O(shè)計方法和解析解，該更新周期在仿真中足夠完成在線剖面優(yōu)化以及三維滑翔軌跡重構(gòu)。

5 結(jié) 論

面向未來新一代空天往返可重復(fù)使用飛行器，針對返回滑翔段在線制導(dǎo)問題展開深入研究，取得的主要成果如下：

1)推導(dǎo)了滑翔段高精度解析解，得到了運(yùn)動狀態(tài)、過程約束和性能指標(biāo)的解析表達(dá)式；

2)設(shè)計了一種新的雙層在線制導(dǎo)方法；該方法無需事先計算攻角或傾側(cè)角，無需設(shè)計高精度軌跡跟蹤器，無需在線積分預(yù)測終端狀態(tài)，同時能夠保證軌跡的最優(yōu)性；

3)提出了一種混合優(yōu)化算法，將PSO與改進(jìn)CGM相結(jié)合，提高了優(yōu)化問題的求解效率；

4)攻角指令的一階導(dǎo)即變化率連續(xù)，這對控制系統(tǒng)是很有利的；同時攻角解算中考慮了地球自轉(zhuǎn)的影響，制導(dǎo)精度得以保證。