發(fā)布時(shí)間：2021-11-19 06:46

　　偽譜法在飛行器軌跡最優(yōu)控制問題的求解上具有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì),能將飛行器軌跡最優(yōu)控制問題參數(shù)化為非線性規(guī)劃問題。轉(zhuǎn)化得到的軌跡非線性規(guī)劃問題一般都具有高度非線性、強(qiáng)約束、大規(guī)模等特征。序列二次規(guī)劃算法收斂速度快,計(jì)算精度高,常用于求解偽譜法轉(zhuǎn)化得到的非線性規(guī)劃問題。但在大規(guī)模復(fù)雜的軌跡非線性規(guī)劃問題求解中,直接使用序列二次規(guī)劃算法,會(huì)因初值依賴性高,收斂半徑較小等不足,而陷入局部極值狀態(tài),出現(xiàn)找不到最優(yōu)解甚至可行解的情況。本文研究基于偽譜法求解飛行器最優(yōu)軌跡中非線性規(guī)劃問題的求解方法。首先,以X-51A相似飛行器滑翔水平距離為優(yōu)化目標(biāo),飛行高度、速度、航跡角、攻角以及飛行時(shí)間作為決策變量,構(gòu)建了Bolza型三自由度滑翔段軌跡最優(yōu)化問題。并基于飛行器縱向氣動(dòng)力模型理論,在基準(zhǔn)數(shù)據(jù)集與舵效數(shù)據(jù)集的基礎(chǔ)上,利用增量法與查表插值構(gòu)建了飛行器氣動(dòng)增量模型,獲得了冷流狀態(tài)下的縱向氣動(dòng)力模型,為飛行軌跡仿真提供了數(shù)據(jù)支撐。其次,研究了基于偽譜法的飛行器軌跡最優(yōu)控制問題參數(shù)化過程,并使用Legendre偽譜法將構(gòu)建的軌跡最優(yōu)控制問題參數(shù)化為非線性規(guī)劃問題。然后,針對(duì)序列二次規(guī)劃算法求解該類非線性規(guī)劃問題遇到的... 

【文章來源】：西南科技大學(xué)四川省

【文章頁(yè)數(shù)】：69 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

X-51A相似飛行器數(shù)模

軌跡非線性規(guī)劃問題求解方法研究39圖4-22航跡角對(duì)比情況圖4-23攻角對(duì)比情況圖4-24軌跡變化對(duì)比情況H-SQP算法計(jì)算時(shí)間根據(jù)同倫參數(shù)取值粒度不同，而存在差異，整體計(jì)算時(shí)間與迭代次數(shù)少于傳統(tǒng)SQP算法，但略高于多級(jí)迭代優(yōu)化策略。小結(jié)本章分析總結(jié)了目前常用的NLP問題求解方法。針對(duì)SQP算法在求解高度非線性、強(qiáng)約束、大規(guī)模的軌跡NLP問題中出現(xiàn)的不足，結(jié)合了偽譜法配點(diǎn)可控制軌跡NLP問題規(guī)模大小與求解精度的優(yōu)勢(shì)以及同倫法在解決初值問題上的優(yōu)勢(shì)，分別提出了多級(jí)迭代優(yōu)化策略與H-SQP算法兩種方案。通過對(duì)比，多級(jí)迭代優(yōu)化策略能有效縮短計(jì)算時(shí)間，減少迭代次數(shù)，相比于傳統(tǒng)SQP算法求得的目標(biāo)值更接近最優(yōu)情況，且約束偏差最校相比于多級(jí)迭代優(yōu)化策略與傳統(tǒng)SQP算法，H-SQP算法的求解時(shí)間與迭代次數(shù)介于二者之間，約束誤差遠(yuǎn)小于傳統(tǒng)SQP算法，略高于多級(jí)迭代優(yōu)化策略，但求得的目標(biāo)航距是三種方法中最遠(yuǎn)的，也是最接近最優(yōu)值的。

西南科技大學(xué)碩士學(xué)位論文46變而變化的情況；空氣流量捕獲模型主要描述了不同馬赫數(shù)情況下，空氣捕獲面積隨攻角變化的關(guān)系。四個(gè)模塊界面布局基本相同，以冷流基準(zhǔn)模型可視化界面為例，如圖5-7所示。編號(hào)“①”處展示的是基準(zhǔn)模型的維度視圖，在下拉列表中選擇不同的參數(shù)對(duì)，下方的點(diǎn)圖會(huì)根據(jù)所選內(nèi)容自動(dòng)更新；編號(hào)“②”處展示的是基準(zhǔn)模型的數(shù)據(jù)詳情，設(shè)置不同的馬赫數(shù)和油氣比，下方的數(shù)據(jù)表格會(huì)自動(dòng)篩癬刷新相應(yīng)數(shù)據(jù)；編號(hào)“③”處顯示的是在馬赫數(shù)與油氣比相同、雷諾數(shù)不同的情況下，飛行器,,LDmCCC氣動(dòng)系數(shù)隨攻角變化的情況。圖5-7冷流基準(zhǔn)模型可視化界面5.3.2基于偽譜法的仿真飛行飛行仿真主要是基于偽譜法進(jìn)行飛行器上升段、巡航段、滑翔下降段軌跡計(jì)算以及可視化展示。界面由縱向氣動(dòng)力模塊切換到飛行仿真模塊后，需要先進(jìn)行飛行參數(shù)設(shè)置，對(duì)用戶輸入的飛行參數(shù)進(jìn)行驗(yàn)證后傳到服務(wù)器端進(jìn)行軌跡計(jì)算。飛行參數(shù)輸入框如圖5-8所示。圖5-8飛行參數(shù)設(shè)置

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]一體化飛行器面向控制的建模與彈道規(guī)劃[J]. 黃俊,劉知貴,劉志勤,王慶鳳,張勇.  彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào). 2020(01)
[2]基于同倫方法的地月系L2點(diǎn)小推力轉(zhuǎn)移軌道優(yōu)化[J]. 潘迅,泮斌峰.  載人航天. 2019(01)
[3]基于預(yù)置動(dòng)壓的高超聲速飛行器上升段軌跡設(shè)計(jì)[J]. 孫佩華,劉燕斌,陳柏屹.  飛行力學(xué). 2017(05)
[4]應(yīng)用偽譜法的運(yùn)載火箭在線制導(dǎo)方法研究[J]. 張志國(guó),余夢(mèng)倫,耿光有,宋強(qiáng).  宇航學(xué)報(bào). 2017(03)
[5]火箭垂直回收著陸段在線制導(dǎo)凸優(yōu)化方法[J]. 張志國(guó),馬英,耿光有,余夢(mèng)倫.  彈道學(xué)報(bào). 2017(01)
[6]基于Gauss偽譜法的制導(dǎo)炸彈最優(yōu)彈道研究[J]. 龐威,謝曉方,孫濤,鄭力會(huì),孫海文.  南京理工大學(xué)學(xué)報(bào). 2017(01)
[7]高超聲速飛行器模型及控制若干問題綜述[J]. 張超凡,宗群,董琦,田栢苓,葉林奇.  信息與控制. 2017(01)
[8]基于偽譜同倫算法的編隊(duì)飛行任務(wù)設(shè)計(jì)研究[J]. 岳曉奎,段遜.  上海航天. 2016(06)
[9]基于導(dǎo)航點(diǎn)改進(jìn)Gauss偽譜法規(guī)劃滑翔導(dǎo)彈航跡[J]. 牛曉潔,李邦杰,舒健生,潘樂飛,楊奇松.  彈道學(xué)報(bào). 2016(04)
[10]Gauss偽譜法的再入可達(dá)域計(jì)算方法[J]. 王濤,張洪波,李永遠(yuǎn),湯國(guó)建.  國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào). 2016(03)

博士論文
[1]空天飛行器軌跡規(guī)劃與控制研究[D]. 蔡偉偉.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2015
[2]高超聲速滑翔式再入飛行器軌跡優(yōu)化與制導(dǎo)方法研究[D]. 雍恩米.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2008

碩士論文
[1]控制約束下的高超聲速飛行器爬升軌跡設(shè)計(jì)與優(yōu)化[D]. 孫佩華.南京航空航天大學(xué) 2017
[2]求解非線性方程組的一種新方法—指數(shù)同倫法[D]. 夏林林.四川師范大學(xué) 2014
[3]關(guān)于序列二次規(guī)劃（SQP）算法求解非線性規(guī)劃問題的研究[D]. 石國(guó)春.蘭州大學(xué) 2009



本文編號(hào)：3504500