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基于伪谱方法的可重复使用运载器轨迹设计

导弹与航天运载技术 2013年第4期 5-8,26页

作者：李永远时剑波张雪梅李洪波中国运载火箭技术研究院研究发展中心北京100076

运用Gauss伪谱方法将运载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Gauss节点上的状态量和控制量作为待优化参数,求解同时满足路径约束和终端约束条件下可重复使用运载器(RLV)的总吸热量最小再入轨迹。路径约束包括驻点热... 详细信息

运用Gauss伪谱方法将运载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Gauss节点上的状态量和控制量作为待优化参数,求解同时满足路径约束和终端约束条件下可重复使用运载器(RLV)的总吸热量最小再入轨迹。路径约束包括驻点热流峰值约束、最大动压约束、过载约束以及控制变量约束;终端约束为高度和速度等。选取优化控制变量为迎角和倾斜角。仿真过程表明,Gauss伪谱法对状态猜测值不敏感,算法容易收敛,适用于轨迹优化问题的求解。

关键词： Gauss伪谱法可重复使用运载器轨迹设计轨迹优化

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动力滑翔高超飞行器轨迹设计与射程优化

动力滑翔高超飞行器轨迹设计与射程优化

作者：易文双哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

远距离、高精度、快速打击一直是远程打击武器所追求的目标。在其发展历程中，弹道导弹作为第一代远程打击武器无疑在远程打击武器史上写下了浓重的一笔。然而，随着现代战争中作战目的的不断变化、作战任务要求的不断提高，高超声速飞... 详细信息

远距离、高精度、快速打击一直是远程打击武器所追求的目标。在其发展历程中，弹道导弹作为第一代远程打击武器无疑在远程打击武器史上写下了浓重的一笔。然而，随着现代战争中作战目的的不断变化、作战任务要求的不断提高，高超声速飞行器已逐渐代替传统弹道导弹成为新一代远程打击武器。对于高超声速飞行器而言，合理的轨迹设计是其完成作战任务要求的前提。本文以RBCC（Rocket Based Combined Cycle）动力高超声速飞行器为对象，对其飞行方案、轨迹设计以及射程优化等方面进行研究，具体内容包括：首先，将RBCC发动机用于高超声速飞行器增程，提出其助推-有动力滑翔飞行方案，并给出相应的飞行时序。之后，以飞行时序为基础划分飞行器飞行阶段，进而建立各飞行阶段数学模型，并总结其在各飞行阶段的轨迹设计方法。其次，针对RBCC发动机推力、比冲不确定（即发动机工作状态和飞行器飞行状态相互影响）的特点，以RBCC发动机试验数据为基础，通过理论推导获得高超声速飞行器攻角指令，进而提出一种保持RBCC发动机在较高工作性能范围内工作的轨迹设计方法。然后，以本文提出的RBCC动力高超声速飞行器助推-有动力滑翔飞行方案为背景，探讨RBCC发动机的最佳开关机条件，对飞行器各飞行阶段进行轨迹设计与仿真。之后，通过与高超声速飞行器助推-无动力滑翔方案的对比，分析飞行器助推-有动力滑翔飞行方案的射程能力以及RBCC发动机的增程能力。最后，对本文中的高超声速飞行器射程进行优化分析。首先以直接打靶和SQP算法为基础，建立RBCC动力高超声速飞行器分段射程优化模型，进而实现分段射程优化仿真;然后以hp-自适应Guass伪谱法为基础，建立飞行器全轨迹射程优化模型，进而实现全轨迹射程优化仿真。最终，对比分析分段优化结果和全轨迹优化结果得到相应的最优结论。

关键词：高超声速飞行器助推-动力滑翔 RBCC发动机轨迹设计分段射程优化全轨迹射程优化

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水平着陆高超声速飞行器再入全程轨迹设计

水平着陆高超声速飞行器再入全程轨迹设计

作者：江星浩哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

水平着陆高超声速飞行器具备高可重复使用效率和费效比,目前受到各国广泛关注和研究。本论文针对水平着陆高超声速飞行器再入全程轨迹设计问题展开研究,根据飞行剖面将再入飞行全程划分为初期再入、能量管理和进场着陆段,分别给出各段... 详细信息

水平着陆高超声速飞行器具备高可重复使用效率和费效比,目前受到各国广泛关注和研究。本论文针对水平着陆高超声速飞行器再入全程轨迹设计问题展开研究,根据飞行剖面将再入飞行全程划分为初期再入、能量管理和进场着陆段,分别给出各段轨迹设计算法及仿真算例分析。首先介绍再入全程常用坐标系及其转换关系,给出地球模型和飞行器气动模型,结合各飞行段运动特点推导并建立水平着陆高超声速飞行器运动学和动力学方程组,为后续轨迹规划算法提供理论基础。初期再入段先基于传统预测校正算法进行轨迹设计,推导建立无量纲化运动模型,给定攻角剖面,利用纵向降阶动力学模型预测终端剩余航程,校正满足终端高度、速度、剩余航程约束的线性倾侧角大小剖面,基于航向角误差走廊策略确定倾侧角符号,实时预测校正规划得到初期再入轨迹。由于传统预测校正算法存在轨迹易发生长周期振荡等缺点,利用拟平衡滑翔条件,引入高度变化率反馈补偿纵向升力予以消除。为对热流、过载、动压约束处理,推导参考高度变化率形式,反馈补偿升力分量调整倾侧角完成参考高度变化率跟踪,实现过程约束增强。对于能量管理段,给出能量管理的基本原理,纵向采用三次多项式得到参考动压-高度剖面,跟踪参考动压对高度的导数得到攻角控制量,侧向设计地面轨迹,推导跨越和直接航向调整模式地面轨迹几何关系,分段跟踪地面参考轨迹得到倾侧角控制量。采用以高度为自变量的降阶动力学模型推演得到终端状态,通过航向调整模式的选择、地面轨迹中航向调整圆锥最小半径与位置两参数的迭代校正来满足终端状态约束,实现飞行距离和耗散能量关系的匹配。进场着陆段采用分段剖面方法进行轨迹规划,精细化设计纵向连续光滑分段剖面,推导建立相应几何关系并选取合适参数以满足过载和下沉率等约束,纵向利用以动压为状态量的代数微分方程组求解攻角控制量,同时倾侧角控制量由侧向运动确定,轨迹推演得到终端状态。将轨迹设计问题转化为两点边值问题,通过迭代单一几何参数来改变飞行距离以满足终端动压约束。最后给出水平着陆飞行器再入全程算例仿真结果及分析,验证本论文提出的各段轨迹设计算法可行性和有效性。

关键词：水平着陆轨迹设计改进预测校正能量管理分段剖面

不确定性影响下的空天飞行器再入轨迹设计及控制研究

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不确定性影响下的空天飞行器再入轨迹设计及控制研究

作者：苏慧敏南京航空航天大学

学位级别：硕士

空天飞行器因其作用范围广、速度快、打击能力强以及可回收等优点在军事和民用上具有重要价值,但其技术难点较多,特别是在飞行器执行完任务返回地面过程中,再入环境复杂、模型非线性强、飞行包线大、不确定性众多,这些问题使得再入制导... 详细信息

空天飞行器因其作用范围广、速度快、打击能力强以及可回收等优点在军事和民用上具有重要价值,但其技术难点较多,特别是在飞行器执行完任务返回地面过程中,再入环境复杂、模型非线性强、飞行包线大、不确定性众多,这些问题使得再入制导与控制研究颇有挑战性。本文对国内外文献进行了整理总结,以HORUS-2B空天飞行器为对象展开对再入过程的研究。首先建立了飞行器的非线性模型,并具体分析了模型静态特性和动态特性,分析表明再入过程中会出现荷兰滚发散、航向不稳定和副翼反操纵等问题。为了弥补气动插值法的不足,本文采用代理建模的方法拟合了模型的气动系数,用拟合优度检验表达式的可靠性,并与插值法进行对比验证,验证结果说明了代理建模的正确性。其次通过分析再入过程的约束条件,本文详细的对再入阶段进行了划分,重点针对亚轨道的攻角保持段和过载保持段进行轨迹设计,基于动压变化的物理机制分析下沉率、垂直加速度和动压变化的关系,得出结论,飞行器再入攻角和过载越大越能抑制动压增大的趋势。本文采用解析法反向解算出满足最大动压的高度上界,采用先攻角保持再过载保持的策略下滑,利用动压峰值确定攻角指令的范围和过载指令的范围,对标称轨迹进行了仿真分析,考虑到能量不确定性对轨迹的影响,本文分析了初始状态与动压峰值的关系,对过载指令进行了修正。最后为了跟踪标称轨迹,设计了攻角切换到过载的纵向控制方案,针对经典控制方法调参的不足,把模糊控制与PID控制相结合改进传统控制算法,通过对攻角阶跃信号的响应对两种算法做了对比,证明改进之后系统性能优于之前的系统性能,然后对攻角保持段和过载保持段进行了仿真,考虑到再入过程的不确定性影响,把对系统影响最大的气动不确定性加入控制中,研究结果表明本文控制算法具有一定鲁棒性。

关键词：空天飞行器再入轨迹设计模糊PID控制不确定性

组合动力可重复使用运载器轨迹设计与制导方法研究

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组合动力可重复使用运载器轨迹设计与制导方法研究

作者：郑明月国防科技大学

学位级别：硕士

组合动力可重复使用运载器是新型高比冲空天飞行器,因为能有效降低发射成本,近年来成为航天领域的研究热点。其动力模型复杂、飞行约束难以处理,给轨迹设计与制导研究带来了新的挑战。制导技术一直是飞行器设计的关键技术之一,本文以组... 详细信息

组合动力可重复使用运载器是新型高比冲空天飞行器,因为能有效降低发射成本,近年来成为航天领域的研究热点。其动力模型复杂、飞行约束难以处理,给轨迹设计与制导研究带来了新的挑战。制导技术一直是飞行器设计的关键技术之一,本文以组合动力可重复使用运载器为研究对象,进行上升段和再入段的轨迹设计与制导方法研究,论文的主要内容包括:开展了组合动力可重复使用运载器上升段与再入段的运动建模与分析。通过建立坐标系和坐标转换关系推导了运载器一般运动模型;根据不同阶段的飞行特点,对模型进行简化处理;重点对运载器气动及推力模型进行了分析与讨论。提出了基于hp自适应伪谱法的运载器上升段最优轨迹设计方法。在分析运载器上升段飞行的复杂约束基础上,将动压、过载和热流约束综合为气动弯矩约束以降低设计难度。鉴于运载器推力变化与状态量、控制量高度耦合,难以用间接法解决轨迹设计问题,提出采用hp自适应伪谱法进行轨迹优化,基于直接法将含微分约束的轨迹优化问题转化为纯代数约束的非线性规划问题;为了提高插值精度,提出自适应调整节点的插值策略;以燃料最省为性能指标,在设定不同飞行任务的情况下,验证了轨迹优化方法的有效性和适应性。提出了两种基于标称轨迹的上升段实时反馈跟踪制导方法。其一是基于LQR的标称轨迹跟踪制导方法:由于运动模型的高度非线性,将方程线性化得到状态量和控制量偏差的时变线性方程;根据线性二次型有限时间状态调节器理论设计实时反馈实现对最优轨迹的跟踪。其二是基于反馈线性化与模糊逻辑联合反馈的实时跟踪制导方法:采用反馈线性化调整节流阀指令以改变推力,实现对飞行高度的实时跟踪;采用模糊逻辑调节攻角以抑制速度和速度倾角偏差,达到辅助跟踪的目的。在不同偏差条件下,分别验证了两种跟踪制导方法的有效性和鲁棒性。提出了分段设计的再入段制导方法。根据飞行情况将再入段分为初始下降段和滑翔段,并设计了交班点条件。针对初始下降段,采用定攻角剖面联合简单初始状态偏差反馈的常值倾侧角制导;针对滑翔段,首先在H-V平面上构建再入走廊,然后基于走廊设计H-V剖面,并基于反馈线性化设计了纵向高度偏差反馈跟踪制导律。整个再入段采用倾侧角符号对横侧向运动进行控制,使飞行器终端航向符合要求。设定偏差条件,通过打靶验证了再入制导方法的可行性和鲁棒性。

关键词：组合动力可重复使用运载器上升段再入段轨迹设计实时反馈跟踪制导

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可重复使用航天器再入轨迹设计方法研究

可重复使用航天器再入轨迹设计方法研究

作者：王帅哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

可重复使用航天器(RLV)因为具有较多的可使用次数和高费效比而深受各国重视,对可重复使用航天器(RLV)的再入飞行轨迹进行设计研究,可以为后续可重复使用航天器(RLV)的制导和控制系统设计奠定良好的基础,同时优秀的轨迹设计也可以降低制... 详细信息

可重复使用航天器(RLV)因为具有较多的可使用次数和高费效比而深受各国重视,对可重复使用航天器(RLV)的再入飞行轨迹进行设计研究,可以为后续可重复使用航天器(RLV)的制导和控制系统设计奠定良好的基础,同时优秀的轨迹设计也可以降低制导和控制系统设计的研究压力,本文针对可重复使用航天器(RLV)再入飞行阶段的轨迹设计方案进行研讨,将再入飞行阶段细分为初期再入、能量管理以及进场着陆三段分别进行轨迹设计并给出仿真分析。首先对本文使用的坐标系与转换关系进行说明,介绍地球模型及气动模型,并根据实际工况建立各段的运动模型方程组,为后续工作奠定基础。分别采用传统预测-校正算法和改进预测校正算法进行初期再入段轨迹设计,传统预测-校正算法事先固定攻角剖面,通过更新倾侧角大小剖面规划纵向轨迹,通过航向角误差走廊确定倾侧角符号,从而在线实时规划RLV飞行轨迹。由于传统算法再入末段倾侧角需进行多次翻转,影响最终精度,引入横程动态约束走廊进行侧向制导,避免倾侧角进行无效翻转。能量管理段轨迹规划采用三维剖面在线构建算法,首先对能量管理段的设计原理进行介绍,轨迹设计纵向跟踪动压-高度剖面,侧向跟踪两个相切的EDC圆和HAC圆,通过实时更新倾侧角和动压剖面的中点动压值实现在线轨迹规划。进场着陆段不考虑侧向机动,纵向跟踪以下程为状态量的五次多项式高度剖面,与传统的三段着陆法相比,本文的单段轨迹剖面具有更高的规划效率。

关键词：重复使用轨迹设计横程动态约束能量管理单一剖面

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分支井轨迹设计研究及软件研制

分支井轨迹设计研究及软件研制

作者：李枝林西南石油学院

学位级别：硕士

多分支井技术起源于20世纪50年代，但直到1995年以后，多分支井技术才得到了迅速的发展。该项技术与丛式井和单一的水平井相比，在某些条件下，可以节约成本和时间，目前已成为热门技术，引起了全球石油界的广泛关注。本文在总结现有分... 详细信息

多分支井技术起源于20世纪50年代，但直到1995年以后，多分支井技术才得到了迅速的发展。该项技术与丛式井和单一的水平井相比，在某些条件下，可以节约成本和时间，目前已成为热门技术，引起了全球石油界的广泛关注。本文在总结现有分支井技术研究成果的基础上，对分支井轨迹设计技术做了详细的理论分析并开发了分支井轨迹设计软件，同时探讨了分支井连接井段的力学特性，为进一步研究奠定一定的理论基础。本文首先根据国内外已钻分支井的情况，结合油藏地质，详细讨论了分支井的轨迹类型及其油藏适应性，以及轨迹设计需要考虑的油藏地质因素及其之间的相互影响，总结出分支井轨迹设计的原则、方法和步骤。针对分支井的三维特性，本文重点研究了其三维设计计算方法。对于三维扭方位设计中提出了完整的绕向判断准则，给出完善的曲率校核模型;并推导出一种双靶(靶段)设计的简易新方法和空间圆弧设计计算方法，这两种方法可以广泛用于分支井空间三维轨迹设计;同时，本文给出了轨迹分段设计计算的方法，该方法为计算机程序化提供理论基础，可广泛运用于实际设计中;同时在概念设计的基础上，建立全井眼轨迹最优化设计模型，并首次在轨迹设计中引入最优化方法中的乘子法求解。针对分支井分支处连接段井壁力学特性，首次研究了分支连接处的应力分布规律，应用有限元法分析了造斜半径和造斜方位对连接段井壁应力分布的影响，以及连接处破坏的程度及变化规律，同时总结出连接井段井眼最稳定时的最佳分支造斜方位是沿着最大水平主应力方向，这些研究结果国内尚属首次。同时，本文基于轨迹设计研究的理论，用VB结合OpenGL三维可视化技术，编制了分支井轨迹设计和三维可视化软件，软件引入虚拟现实技术，可以在虚拟的油藏地质环境中显示轨迹的空间展布和轨迹之间的关系，为设计人员提供更直观的设计与轨迹控制平台。本文的研究成果可广泛应用于分支井以及定向井、水平井、大位移井的设计计算。

关键词：分支井轨迹设计井壁稳定应力有限元三维可视化

致密油气藏水平井“工厂化”作业轨迹优化设计

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致密油气藏水平井“工厂化”作业轨迹优化设计

作者：汤雄西南石油大学

学位级别：硕士

致密油气的资源量大约是常规油气资源量的2.5倍,由国外的开发试验表明“井工厂”是勘探开发致密油气的有效手段。“井工厂”模式开发致密油气藏的最终目标就是节约成本,提高经济开发效益。该开发模式在节约成本方面是由多个部分组成的,... 详细信息

致密油气的资源量大约是常规油气资源量的2.5倍,由国外的开发试验表明“井工厂”是勘探开发致密油气的有效手段。“井工厂”模式开发致密油气藏的最终目标就是节约成本,提高经济开发效益。该开发模式在节约成本方面是由多个部分组成的,而水平井轨迹设计是其中的重要组成部分。如何设计更加合理的井眼轨迹以此来提高致密油勘探开发的综合经济效益是本文需要解决的问题。本文的研究内容是国家科技重大专项(合同号：2011ZX05021-006)中的子课题钻井设计集成系统软件的组成部分之一。因此,本文对致密油气藏水平井“工厂化”作业的轨迹设计研究具有很重要的现实意义。通过本文的研究设计了一套集轨迹设计、防碰扫描以及多控制点设计于一体的软件系统,并基于SQL Server2008数据库平台利用Visual Studio2010开发了配套软件。运用具体实例验证了软件的正确性。本文主要做了如下研究：本文基于空间斜平面圆弧模型建立了“勺”型井眼轨迹设计模型,并运用空间矢量分析理论对模型进行了求解。该模型能有效的减少“死油区”的面积,提高油气资源的采收率。使用“勺”型井眼轨迹有两个限制条件：造斜点井斜方位角有一定的范围和短靶前距。本文根据靶点所在不同象限给出了造斜点井斜方位角的范围。开采致密油气藏的水平井水平段长度长达几千米,如此长距离穿越的油层有可能不是水平的,为了控制井眼轨迹就需要在水平段中加入多个控制点。针对这种情况本文建立了一种新的多控制点设计模型。本设计模型不仅保证了井眼轨迹的光滑连接,而且利用控制单元代替控制点进行设计简化了多控制点的设计。实例分析表明,本理论模型计算结果正确设计结果可靠,而且设计出的水平段井眼轨迹长度更短,具有较好的实用性。为了更加准确的描述平台内井眼轨迹之间的距离,本文进行了防碰扫描方法的研究,并根据理论研究开发出了防碰扫描软件。实例分析表明本软件具有较高的准确性和可行性。基于SQL Server2008数据库平台设计了轨迹设计软件数据库,在Visual Studio2010开发平台下,基于WPF框架运用MVVM模式开发了轨迹设计软件。本文的“勺”型井眼轨迹设计、防碰扫描以及多控制点设计也是其组成部分。通过本文的研究给出了“勺”型井眼轨迹设计方法,建立了多控制点设计模型。通过测试实例分析表明本文建立的数学模型是正确的可行的。根据模型在Visual Studio2010开发平台下所开发出的钻井设计软件,通过测试实例测试系统具有很好的稳定性。运用测试实例分析表明本软件的计算结果正确可靠,具有较好的应用前景。

关键词：致密油气水平井 “工厂化” 轨迹设计多控制点

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木星系探测及行星穿越任务轨迹初步设计

深空探测学报 2019年第2期6卷 189-194页

作者：陈诗雨杨洪伟宝音贺西清华大学航天航空学院北京100084 南京航空航天大学航天学院南京210016

基于我国未来木星系探测任务需求,初步设计了任务轨迹。以目前的发射能力,要实现木星的环绕探测必将利用行星借力,需设计借力轨迹。首先将脉冲变轨的轨迹设计问题转化为参数优化问题,在满足2029-2032年间发射并且飞行时间不超过7年的约... 详细信息

基于我国未来木星系探测任务需求,初步设计了任务轨迹。以目前的发射能力,要实现木星的环绕探测必将利用行星借力,需设计借力轨迹。首先将脉冲变轨的轨迹设计问题转化为参数优化问题,在满足2029-2032年间发射并且飞行时间不超过7年的约束条件下,使用PSO算法对发射时刻、借力时刻、深空机动时刻、到达时刻等参数进行优化,使得探测器需提供的总速度增量最小。探测器进入木星系后,利用木卫3借力捕获至环木大椭圆轨道,又利用木卫4构造共振借力,最终捕获至木卫4的环绕轨道。在此基础上,还考虑了天王星飞越的拓展任务,天王星探测器在到达木星时与木星系探测器分离,利用木星借力可无消耗飞往天王星,并在2043年完成天王星的飞越探测任务。

关键词：木星探测任务借力飞行轨迹设计