【《FHSMM飞行器轨迹优化与制导研究现状国内外文献综述》5700字】

FHSMM飞行器轨迹优化与制导研究现状国内外文献综述1.1FHSMM飞行器轨迹优化技术研究现状飞行轨迹直接决定了飞行器是否能够到达预定目标点、直接决定了飞行过程中需要经历的动压、热流和过载能环境，直接影响，直接影响着总体、气动布局、制导控制、动力、结构和热防护等多个分系统的设计，因此飞行轨迹优化是飞行器设计的重要内容，贯穿于FHSMM飞行器整个设计过程中。轨迹优化是基于飞行动力学方程，根据指定的性能指标，选择主要的设计参数来构造目标泛函，通过数学方法求解满足约束条件的最优设计参数的过程，其具有模型非线性强、时间跨度大、优化参数多、约束形式复杂的特点。轨迹优化问题的本质是求解微分控制方程和多约束下泛函极值的开环最优控制问题REF_Ref67520188\r\h[41]REF_Ref3461\r\h[42]。最优控制问题的研究对象最早可溯源到17世纪提出的最速降线问题，发展至今最优控制理论研究取得了巨大发展和应用，特别是在航空航天领域实现了较大范围的应用。20世纪50年代，Bellman采用Hamilton-Jacobi-Bellman方程推导了最优解的充分条件。1962年，Pontryagin提出了极大极小值间接法，形成了求解带约束最优控制问题的一般性方法和过程。数值方法将连续时间的最优控制问题转换为有限空间内的、近似的数值优化问题REF_Ref4954\r\h[43]-REF_Ref5515\r\h[46]，随着电子计算机的普及和运算能力的快速提升，使用数值方法求解轨迹规划问题成为不可扭转的趋势。轨迹优化问题的解法分为直接法和间接法两类。直接法是将连续空间的最优控制问题参数化离散为非线性规划问题进行求解，然后采用序列二次规划、遗传算法等数值方法求解非线性规划问题，又可细分为直接打靶法、多重打靶法、配点法、微分包含法等方法。间接法的基本原理是基于Pontryagin极大值原理将最优控制问题转化为Hamilton边值问题进行求解。1.1.1直接法直接法是将轨迹优化问题中的自变量和应变量离散并参数化，将最优控制问题转化为非线性规划问题，再结合数值优化方法进行求解。由于计算机能力的限制，早期的直接法研究发展较为缓慢、应用场景较为受限，随着计算机能力的快速提升，近几十年来有了较快的发展。根据参数化将直接法处理的不同，直接法先后发展了直接打靶法与多重打靶法、配点法、微分包含法、动态逆方法和伪谱法等。直接法分类1）直接打靶法与多重打靶法直接打靶法（DirectShooting）是只对控制量进行离散，状态量由动力学方程积分得到。波音公司的弹道优化软件POST（ProgramtoOptimizeSimulatedTrajectories）就在这一时期应运而生，至今仍被广泛应用。涂良辉REF_Ref6247\r\h[47]等采用直接打靶法对再入飞行轨迹进行了优化。李瑜REF_Ref6253\r\h[48]等利用改进的直接打靶法，对最大射程、可达区域、突防规避等问题进行了优化。直接打靶法思路明确，实现简单，易于程序化，但是由于直接打靶法是在仅对控制变量进行离散，并在整个时间段上进行数值积分，当时间间隔较大时，积分精度会下降，而且存在对初值敏感、数值梯度运算较大、积分次数较多等缺点，因此不适用于轨迹特征变化较大的复杂轨迹优化问题，对于求解复杂轨迹优化问题需要进一步的改进。多重打靶法（MultipleShooting）是对直接打靶法的一种改进方法，它将时间区间分段，采用参数优化方法在各段逼近控制量，它采用分段积分策略，精度较前者有所提高。2）微分包含法微分包含法（DifferentialInclusion）也是一种直接法，它仅对状态量进行离散，然后将控制量转化为状态量，有效降低了非线性规划问题的变量维数，提高求解速度。微分包含法的思路是由SeywaldREF_Ref6260\r\h[49]提出的，并且求解了有动压约束的火箭上升弹道优化问题。ConwayREF_Ref6263\r\h[50]等详细的讨论了微分包含法的优缺点。微分包含法只对状态变量进行离散、必须抵消控制量，对于复杂系统而言控制量的转化难度较大，使其很难得到广泛应用REF_Ref6848\r\h[43]。2）动态逆方法动态逆（InverseDynamics）方法也仅对状态量进行离散，控制变量通过动态逆变换获得。相对其他直接法，动态逆方法可以降低对初始参数设置的敏感度。但动态逆方法需要用到期望值的导数信息，而导航信息的获取对参数化离散要求更高[10]。陆平[13]首次将动态逆方法拓展应用于航天飞机上升段燃料最省和峰值动压最小的弹道优化问题的研究。3）配点法配点法（CollocationMethod）是同时对控制变量和状态变量进行离散，与直接打靶法不同的是，飞行器的状态变量不是通过数值积分获得，而是通过多项式插值的方法获得，并通过对插值多项式求导得到各配点处的状态变量导数，从而将偏微分方程约束转化为代数约束，进而把配点处的状态变量、控制变量作为优化设计变量，进而将弹道优化问题转化为非线性规划问题求解REF_Ref7151\r\h[51]。涂良辉REF_Ref7171\r\h[52]等采用此方法研究了RLV再入轨迹优化问题，发现配点法的求解效率较高、且初始参数取值较为宽泛；陈小庆REF_Ref7187\r\h[53]等基于5次Gauss-Lobatto多项式的配点法，研究了滑翔轨迹快速优化问题，进一步验证该方法对初始参数值不敏感的特性。4）伪谱法伪谱法（PseudospectralMethod）是近年来从配点法基础上迅速发展而来的新方法，其求解思路与配点法基本相似，也是同时对控制变量和状态变量进行离散，该方法利用全局插值多项式来近似状态量和控制量，用配点处状态量插值多项式导数量值约束来等效偏微分方程。伪谱法与配点法的主要差异是离散点选取的不同，配点法一般按等间距取点，而伪谱法一般取为正交多项式的特征根。根据正交多项式的不同，伪谱法主要有Legendre伪谱法（LPM）、Gauss伪谱法（GPM）、Chebyschev伪谱法（CPM）、Radau伪谱法（RPM）和Hermite-Legendre-Gauss-Lobatto配点法（HLPM）。已有大量文献从理论的角度出发证明了该方法的收敛性，而且LPM可看作是Pontryagin极大值原理的严格应用。ElnagarREF_Ref7834\r\h[54]等最早将Legendre伪谱法应用于轨道转移问题的求解，验证了该方法的可行性。近年来，对伪谱法的理论和实际应用研究较多，形成了非常著名的最优控制问题求解软件DIDO和GPOPS，成功应用于运载火箭上升弹道优化、RLV再入弹道优化、轨道转移等最优控制问题的求解REF_Ref7844\r\h[55]-REF_Ref8333\r\h[66]。1.1.2间解法间接法首先用极大极小值原理推导得到最优控制变量函数的数学表达式，最优控制变量函数是关于伴随变量和状态变量的泛函；再通过求解Hamilton方程组、终端橫截条件和约束组成的两点边值问题，从而得到最优状态量和控制量。最早LewallenREF_Ref9891\r\h[67]使用间接法研究了飞行器最优轨迹问题。近些年，IstratieREF_Ref9986\r\h[68]REF_Ref9989\r\h[69]使用间接法对最小热流、最大末速等轨迹规划问题进行了研究。BarronREF_Ref10009\r\h[70]利用改进的间接法提高了收敛速度和解的全局性。JorrisREF_Ref10025\r\h[71]利用极小值原理研究了二维路径点和禁飞区约束的FHSMM巡航导弹的最小时间弹道优化问题。还有学者在近年利用间接法对飞行器上升段和滑翔段轨迹进行了优化，得到了很多有价值的结论REF_Ref10041\r\h[72]-REF_Ref10064\r\h[77]。间接法理论基础较为扎实，但是与直接法相比在应用上存在相对明显的缺陷：最优解与横截条件的推导过程较为复杂和繁琐；收敛过程对初值精度的敏感度较高；协态变量没有与之对应的物理意义，协态变量的初值难以估计；路径约束的处理较为困难。1.2FHSMM飞行器制导技术研究现状FHSMM飞行器制导的目标是保证飞行器具备较强的抗干扰能力，并按照预定剖面（可以是三维轨迹、也可以是力热剖面）完成飞行，并实现预定的过程性能（可以是禁飞区，也可以是航路必经点）和末端性能指标（可以是航程、高度、速度）REF_Ref18760\r\h[78]。再入制导技术的研究始于载人飞船的研制需求，然后在航天飞行研制与服役过程中得到了突飞猛进的发展，在多次飞行试验中得到了成功应用，其主要内容可以分为两类，即基于标准轨迹的制导法和预测-校正制导法REF_Ref19169\r\h[79]REF_Ref19172\r\h[80]。1.2.1标准轨迹制导法标准轨迹制导法，是指参照事先规划的标准轨迹进行跟踪飞行。再入过程中飞行器不可避免地受到大气密度变化、初始再入点弹道参数误差、气动升阻力偏差及烧蚀变化等因素的影响，当飞行轨迹偏离标准轨迹时，飞行器遵照设定制导率、根据偏差量大小调整升阻力特性（直接调整量为攻角、倾侧角），消除偏差、实现精准跟踪。航天飞机再入制导方法在上世纪60年应工程研制需求开展了大量的前沿探索性研究，Harpold最早提出了详细的航天飞机再入制导理论框架，由此发展而来的基于阻力加速度剖面规划的标称轨迹法，在美国阿波罗计划和航天飞行计划等多个项目中得到成功应用，是一种经多发次飞行试验成功检验的、行之有效的可靠方法。但由于航天飞机再入制导方法中假定再入轨迹为单一轨道面的大圆弧，难以应用于跳跃滑翔再入、大范围横向机动的场景。为了满足新一代再入飞行器的制导需要，重点围绕参考飞行剖面优化、剖面跟踪律设计和剖面在线更新三个方面发展了一系列改进方案，EAGLE（EvolvedAccelerationGuidanceLogicforEntry）就是其中较为成功的改进方法，主要改进在于具备处理大侧向机动再入制导问题的能力REF_Ref32032\r\h[82]-REF_Ref32038\r\h[85]。“阻力加速度-速度（D-V）”制导方法和EAGLE制导方法是标准轨迹制导方法中的典型代表，按程序先后分为参考轨迹生成方法和轨迹跟踪律两个部分，参考轨迹生成方法用于设计三维飞行轨迹，轨迹跟踪律通过调节攻角和倾侧角来跟踪标准轨迹。1）轨迹生成技术轨迹生成技术是指在飞行走廊内设计标准飞行轨迹，根据飞行任务的不同，标准轨迹也有不同的表达形式，如阻力加速度-速度剖面、高度-速度剖面和空间三维轨迹等。阻力加速度剖面一般用多项式函数表示，通过多项式系数的调整得到满足飞行性能要求的标准剖面REF_Ref1246\r\h[86]-REF_Ref1249\r\h[88]，也可采用优化算法求出性能最优剖面REF_Ref1390\r\h[89]。阻力加速度剖面的另一种常用表达形式式飞行走廊上下边界的加权值，加权系数即为设计优化参数REF_Ref1530\r\h[90]。高度-速度剖面也可以采用与阻力加速度相似的数学表达形式，为了提高高度轨迹的表征精度，一种常用的处理方法是将高度剖面进行分段设计。阻力加速度剖面和高度剖面这两种剖面表述方法都仅是表征纵向运动，横向运动采用航向误差走廊的形式进行表征。而空间三维轨迹设计则是同时规划纵向运动和横向运动REF_Ref32038\r\h[85]，可以直接设计倾侧角的幅值和翻转时机REF_Ref32038\r\h[85]。2）轨迹跟踪技术针对阻力加速度剖面跟踪制导，线性反馈控制是常用的轨迹跟踪控制律REF_Ref4005\r\h[91]，文献REF_Ref4120\r\h[92]采用滑模观测器对干扰因素进行估计，提高了线性反馈跟踪律的跟踪效果，Lu进一步提出了一种基于非线性预测控制的跟踪控制律REF_Ref4227\r\h[83]，较好地解决了阻力加速度剖面跟踪过程中的非线性问题，文献REF_Ref4234\r\h[84]提出了一种阻力加速度剖面在线更新方法，并以X-33飞行器为对象开展了应用研究。针对三维轨迹跟踪制导，常用的方法是将跟踪问题转化为状态空间的控制问题REF_Ref4593\r\h[93]REF_Ref4596\r\h[94]。与阻力加速度跟踪制导不同，三维轨迹跟踪能够连续生成倾侧角和攻角的调整指令。文献REF_Ref4596\r\h[94]REF_Ref4600\r\h[95]采用最小二乘方法训练Sugeno模型，建立了基于多输入多输出映射的制导指令模糊逻辑生成方法。文献REF_Ref4609\r\h[97]-REF_Ref4818\r\h[99]采用自抗扰控制（ADRC）方法对轨迹进行跟踪，增强了跟踪的鲁棒性。文献REF_Ref4822\r\h[100]提出了一种具有强鲁棒性的滑模跟踪制导律，实现了对飞行器三维轨迹的跟踪。1.2.2预测校正制导法标准轨迹制导法在航天飞行等项目中得到了成功应用，但也存在必须依靠标准轨迹、灵活性较差的固有缺陷，同时由于轨迹生成方法依然无法完全解决初始条件高度敏感的问题，一定程度上也限制了标准轨迹制导方法的进一步发展。预测-校正制导法的基本思想是持续实时对落地点进行预报，并根据预报落点和预定落点之间的偏差，按照一定的制导率调整飞行攻角和倾侧角，直至偏差不断缩小直至消除。相对于标称轨迹跟踪方法，预测-校正方法无需事先生成标称轨迹，理论上制导精度也高于标称轨迹制导法，同时对再入初始条件不敏感。预测制导的瓶颈之一是机载计算机在线求解计算的性能。根据预测-校正制导方法的基本思路，其理论分为落点位置预报和制导量修正两个部分REF_Ref8280\r\h[101]-REF_Ref8287\r\h[102]。Powell解决了降低落点预报中不确定性大的问题REF_Ref8580\r\h[103]，Ishizuka等进一步建立了简单使用的实时积分预测制导方法，并在空天飞机项目研究中得到了较好的跟踪效果REF_Ref10452\r\h[104]。Kaluzhskikh、Nepture和陆平等将预测-校正方法应用于火星探测器再入、低升阻比外形的再入制导，并取得了较为理想的结果REF_Ref10514\r\h[105]-REF_Ref10569\r\h[108]。国内学者也进行了大量的跟踪研究。李惠峰设计了满足过程与终端约束的可重复使用运载器制导律REF_Ref10621\r\h[109]。胡建学通过算例分析研究，比较了标称轨迹制导和自适应变步长预测-校正制导方法两种方法REF_Ref10638\r\h[110]。胡诗国应用数值优化方法和虚拟目标导引方法设计了全弹道的制导律REF_Ref10641\r\h[111]。吴了泥制定了抑制下沉率的制导策略，给出了迎角和过载指令的生成方法，形成过载指令补偿的闭环制导方案REF_Ref10648\r\h[112]。参考文献张灿,刘都群,王俊伟.2020年国外高超声速领域发展综述[J].飞航导弹,2021(01):12-16.张灿,王轶鹏,叶蕾.国外近十年高超声速飞行器技术发展综述[J].战术导弹技术,2020(06):81-86.张灿,林旭斌,刘都群,胡冬冬,叶蕾.2019年国外高超声速飞行器技术发展综述[J].飞航导弹,2020(01):16-20.宋巍,梁轶,王艳,袁成,王竹溪.2018年国外高超声速技术发展综述[J].飞航导弹,2019(05):7-12.孙学文.高超声速气动热预测及热防护材料/结构响应研究[D].北京科技大学,2020.李建林.临近空间SDHK飞行器发展研究[M].北京:中国宇航出版社,2012：1-18.高翔.攻角下高超声速弹头气动热和温度场的计算与研究[D].南京理工大学,2016..朱广生,聂春生,曹占伟,袁野.气动热环境试验及测量技术研究进展[J].实验流体力学,2019,33(02):1-10..彭治雨,石义雷,龚红明,李中华,罗义成.高超声速气动热预测技术及发展趋势[J].航空学报,2015,36(01):325-345.KinneyDJ,GarciaJA,HuynhL.PredictedconvectiveandradiativeaerothermodynamicenvironmentsforvariousreentryvehiclesusingCBAERO.AIAA2006-659.2006.赵文苑,吴颂平.大宽钝比高超声速飞行器气动热数值工程混合算法研究[A].中国力学学会流体力学专业委员会.第九届全国流体力学学术会议论文摘要集[C].中国力学学会流体力学专业委员会:中国力学学会,2016:1.李佳伟,王江峰,程克明,伍贻兆.高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法[J].空气动力学学报,2019,37(06):956-965.李建林,唐乾刚,霍霖,程兴华.复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算[J].国防科技大学学报,2012,34(06):89-93..蒋友娣,董葳,陈勇.SDHK钝头体变熵流表面热流计算[J].航空动力学报，2008(23):1591-1594.李会萍,董葳.SDHKFHS钝头体表面热流计算[J].上海航天,2010(2):18-22.GnoffoPA.Upwind-biasedpoint-implicitrelaxationalgorithmforviscouscompressibleperfectgasflow,NASATP-2935,1990.MurrayAL,LewisCH.HypersonicThreeDimensionalViscousShock-LayerFlowOverBluntBodies,AIAAJournal,1978(12):1279-1286.HelliwellWS,DickinsonRP,LubardSC.ViscousFlowOverArbitraryGeometriesatHighAngleofAttack,AIAA-80-0064.ShanksSP,SprinivasanGR,NicoletWE.AFWALParabolizedNavier-StokesCode，FormalizationandUser'sManual,AFWAL-TR-82-3034.1982.沈清.三维复杂SDHK粘性流场的数值模拟[D].博士学位论文,中国空气动力研究与发展中心,1991.贺国宏,高晓斌,庞勇.SDHKFHS体表面热流数值模拟研究[J].空气动力学学报,2001(2):177-185.毛枚良,郭智权.机动飞行器中等攻角SDHK无粘绕流数值模拟[J].空气动力学学报,1996(2):162-166.王发民,沈月阳.SDHK升力体气动热数值计算[J].空气动力学学报,2001.国义军.钝锥SDHK绕流空间分离形态的数值模拟及分析研究[D].国家CFD实验室论文,1998.HamiltonHH,WeilmuensterKJ,DeJarnetteFR.Improvedapproximatemethodforcomputingconvectiveheatingonhypersonicvehiclesusingunstructuredg