技术摘要：
本发明公开了一种基于凸优化的再入三维剖面规划方法及系统，针对再入飞行器在滑翔段的轨迹规划问题，提出了一种基于凸优化的三维剖面规划方法。首先，建立飞行器的三自由度运动模型，并选择合适的中间变量表征三维剖面，以此作为轨迹规划的控制量。其次，通过合适的凸  全部
背景技术：
高超声速滑翔飞行器是一种主要在临近空间飞行，且飞行速度大于5马赫的飞行 器。相比于传统弹道式飞行器，此类飞行器具有机动能力强、飞行速域宽、弹道全程可控等 优点，在军事领域具有广阔应用价值。该类飞行器的再入轨迹可分为初始下降段和滑翔段， 滑翔段由于飞行时间长、航程远、过程约束复杂等，是轨迹规划问题研究的重点和难点。传 统轨迹规划方法的不足主要包括：1）基于极大值原理的间接法需要复杂公式推导，难以处 理复杂约束；2）以伪谱法为代表的直接法，计算效率低，对初值比较敏感；3）传统滑翔段轨 迹规划方法多是基于二维剖面，即固定攻角剖面，将倾侧角作为轨迹规划的唯一控制量，由 于参数优化范围小，所以限制了飞行器的可用机动能力。在基于三维剖面的轨迹规划中，将 攻角和倾侧角同时作为控制量，增大了参数优化范围，从而充分释放了飞行器的可用机动 能力。但传统基于三维剖面的规划方法为了降低计算量采用了大量模型简化方法，降低了 解的精度，未能很好解决精度与计算效率之间的矛盾。为了克服该不足，研究能够充分释放 飞行器机动能力，且满足在线快速计算要求的滑翔段轨迹规划方法尤为重要。 凸优化是一类具备良好理论性质和高效求解效率的数学规划问题。由于该问题能 够在多项式时间内收敛到全局最优解，目前已成为在线求解轨迹规划等实时最优控制问题 的常用方法之一。基于凸优化求解轨迹规划问题主要包括三个步骤：1）将原始轨迹规划问 题转化为一个连续的凸优化问题，包括对目标函数、非线性动力学、控制量约束和状态量约 束等原问题中非凸项的凸化处理；2）将上述连续凸优化问题进行离散化，得到一个以有限 个参数为优化变量的凸优化问题；3）利用凸优化求解器进行问题求解，得到控制量。凸优化 方法的难点主要在于第一步，如何对原问题进行凸化处理，目前常用的方法包括变量替换、 松弛等，针对实际问题需要灵活采用多种凸化方法进行处理。特别是对于一些具有强非线 性动力学或状态约束的轨迹规划问题，就目前所知，连续线性化是处理这类约束的仅有方 法，这种情况下由于需要求解一个凸优化子问题序列，以这个序列的收敛解作为原问题的 最优解，因此该方法又称为序列凸优化。由于再入轨迹规划问题具有强非线性动力学与非 线性状态约束，因此序列凸优化是求解这类问题的主要手段。原始对偶内点法是目前求解 凸优化问题最有效的算法之一，很多凸优化求解器均以该算法为基础进行二次开发，该算 法对凸优化问题的求解效率明显优于其它轨迹规划方法，为轨迹规划问题的在线求解提供 了技术保证。 参考文献 [1]Liu  X  ,Shen  Z  ,  Lu  P  .  Entry  Trajectory  optimization  by  second-order  cone  programming .  Journal  of  guidance  control  and  dynamics ,  2015 .  DOI:  10.2514/1.G001210. 7 CN 111580535 A 说　明　书 2/11 页 [2]Phillips  T  H.  A  common  aero  vehicle  model,  description,  and  employment  guide.  http://www.dtic.Mil/matris/sbir041/srch/af03  1a.doc,  2003.。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是，针对现有技术不足，提供一种基于凸优化的再入 轨迹三维剖面规划方法及系统，克服传统方法在求解三维剖面规划问题时计算效率低、精 度低的问题，实现飞行器在大机动任务要求下的轨迹在线规划。 为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种基于凸优化的再入轨迹 三维剖面规划方法，包括以下步骤： 1)给定飞行器的当前归一化机械能 、终端归一化机械能 、当前运动状态 和预期终端状态 ，其中， 为地心距， 为经度， 为纬度， 为速度倾角， 为航迹偏航角，下标为0表示当前状态的取值，下标 为f表示终端状态的取值；给定离散点数目N，N为正整数； 2)对滑翔段参考轨迹进行初始化，具体方法为：将地心距从当前值 到终端值 的变 化规律假设为线性的，将从当前值 到终端值 的变化范围均分为N个区间，得到每个离散 点上的初始地心距，采用同样方式得到经度、纬度、速度倾角、航迹偏航角、归一化机械能在 每个离散点上的初始值，将这些初始值联合在一起记为初始轨迹 ，并令参考轨迹 ，上标k表示当前迭代次数； 3)利用所述参考轨迹 ，结合凸优化求解器，得到第k 1次迭代的参考轨迹 ； 4)以 作为输出的最优轨迹，以第k 1次迭代的攻角指令和倾侧角指令 作为输出的最优三维剖面。 借由上述过程，将三维剖面规划问题转化为一个凸优化问题，克服传统方法在求 解三维剖面规划问题时计算效率低、精度低的问题。 上述步骤3）的具体实现过程包括： 3a）给定最小攻角 、最大攻角 、最小倾侧角 和最大倾侧角 ；根据参考 轨迹 计算升阻比下界 和升阻比上界 ；基于参考轨迹 ，计算动力学方程 的线性化矩阵 、热流、过载、动压三个约束线性化后的系数 、 、 ； 3b)将上述基于当前参考轨迹 所得的连续变量 、 、 、 、 、 进行等间距离散，得到 、 、 、 、 、 在每个离散点处的取值，分别表 示为 ，其中，表示离散点序号， 变化范围从1到N； 3c)将离散化后的参数： 以 8 CN 111580535 A 说　明　书 3/11 页 及预期终端状态 作为凸优化求解器的输入并进行求解，从而得到当前迭代的优化解 ； 3d)根据 计算当前攻角和倾侧角指令，其中， 分别表示在离散点 处的三个 控制量分量； 3e）令 ，重复上述步骤3a)~3d)，直到下列收敛准则成立： ； 其中， 为一个常值矢量，维数为。 上述求解过程计算量相对较小，求解效率高。 所述升阻比下界 和升阻比上界 分别表示的计算公式表示如下： 其中， 表示对括号中函数在攻角 的取值范围 内求极小， 表示 对括号中函数在攻角 的取值范围 内求极大；G表示升阻比计算函数； 是由 参考轨迹 根据大气模型得到的参考马赫数。 矩阵 的计算公式表示如下： ； 其中，E表示当前离散点处的归一化机械能，所述当前离散点处的归一化机械能通过对 9 CN 111580535 A 说　明　书 4/11 页 归一化机械能变化域 进行等间距离散获得； 上标 表示当前迭代次数， 表示当前参考轨迹 对应的地心距， 表示当前参 考轨迹 对应的纬度，  表示当前参考轨迹 对应的速度， 表示当前参考轨迹 对应的速度倾角， 表示当前参考轨迹 对应的航迹偏航角， 表示当前参考轨迹 对应的阻力加速度， 表示当前参考轨迹 对应的阻力加速度关于地心距的偏导数，且 ； 为大气密度指数模型中的常数； 表示当前参考轨迹 对应的中间控制量， 和 ，表示如下： ； 10 CN 111580535 A 说　明　书 5/11 页 ； 为地球自转角速度， 。 本发明中，热流、过载、动压三个约束线性化后的系数 计算公式如下： 其中， 和 分别为最大热流、最大动压、最大过载； 和 分别为当 前参考轨迹 确定的热流、动压和过载； 为当前参考轨迹 确定的地心距； 为大气密 度指数模型中的常数， 。 所述攻角指令 由 进行升阻比反插值得到，倾侧角指令由下式得到： 。 可见，攻角指令和倾侧角指令的计算简单，容易实现。 本 发 明 中 ，为 了 进 一 步 简 化 计 算 ，常 值 矢 量 中 的 元 素 对 应 小 于 中的元素，其中 第一项单位为米，后面四项 单位为度。 相应地，本发明还提供了一种基于凸优化的再入轨迹三维剖面规划系统，包括： 初始化单元，对滑翔段参考轨迹进行初始化，具体执行如下操作：将地心距从当前值 到终端值 的变化规律假设为线性的，将从当前值 到终端值 的变化范围均分为N个区 间，得到每个离散点上的初始地心距，采用同样方式得到经度、纬度、速度倾角、航迹偏航 角、归一化机械能在每个离散点上的初始值，将这些初始值联合在一起记为初始轨迹 ， 并令参考轨迹 ，上标k表示当前迭代次数；其中，所述归一化机械能包括飞行器的 11 CN 111580535 A 说　明　书 6/11 页 当 前 归 一 化 机 械 能 、终 端 归 一 化 机 械 能 ；飞 行 器 的 当 前 运 动 状 态 和预期终端状态 ， 为地心距， 为 经度， 为纬度， 为速度倾角， 为航迹偏航角，下标为0表示当前状态的取值，下标为f表 示终端状态的取值；给定离散点数目N，N为正整数； 计算单元，用于根据所述参考轨迹 ，结合凸优化求解器，得到第k 1次迭代的参考 轨迹 ； 输出单元，用于输出最优轨迹 和最优三维剖面；所述最优三维剖面为第k 1次 迭代的攻角指令和倾侧角指令 。 所述计算单元包括： 第一计算模块，用于根据参考轨迹 计算升阻比下界 和升阻比上界 ；基 于参考轨迹 ，计算动力学方程的线性化矩阵 、热流、过载、动压三个约束线性化 后的系数 ； 离散模块，用于将基于当前参考轨迹 所得的连续变量 、 进行等间距离散，分别得到 在每个离散点 处的取值，表示为 ，其中，表示 离散点序号，变化范围从1到N； 第二计算模块，用于将离散化后的参数： 、 以及预期终端状态 作为凸优化求解器的输入并进行求解，从而得到当前迭代的优化 解 ； 第三计算模块，用于根据 计算当前攻角和倾侧角指令，其中， 分别表示在离散点i处的三个 控制量分量； 迭代模块，用于判断 是否成立，若成立，则输出 ；否则， 重复第一计算模块、离散模块、第二计算模块和第三计算模块的操作。 本发明相对现有技术的有益效果为：本发明将三维剖面规划问题转化为一个凸优 化问题，利用这类问题的良好理论性质，实现对原问题高效精确的求解，既充分释放了飞行 器的机动能力，又克服了传统方法求解三维剖面效率较低的难题，实现了飞行器在大机动 任务要求下的轨迹在线规划。 图1为本发明地面轨迹对比结果； 12 CN 111580535 A 说　明　书 7/11 页 图2为本发明空间三维轨迹曲线； 图3为本发明速度倾角和航迹偏航角随时间的变化曲线； 图4为本发明攻角和倾侧角随时间的变化曲线； 图5为本发明热流、过载和动压随时间的变化曲线； 图  6为本发明高度、经纬度、速度倾角和航迹偏航角随迭代次数的收敛曲线； 图7为本发明方法流程图； 图8为本发明系统结构框图； 图9为本发明计算单元结构框图。