[发明专利]一种航天器弹道多约束轨迹工具包及方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种优化高精度自适应模块化的航天器弹道多约束轨迹优化工具包及方法。

背景技术

由于任何一个涉及航天器总体优化的问题都离不开优化轨迹的检验，因此，轨迹优化从来都被当作总体优化的一个重要组成部分。航天器轨迹优化技术已经发展了半个多世纪。轨迹优化技术是根据指定的战术技术指标建立飞行力学方程，并选择主要设计变量，构造性能泛函，通过运用相关数学方法求解最优变量得到最优飞行轨迹。在数学本质上，轨迹优化可以抽象为在包含微分方程、代数方程和不等式等约束下求解泛函极值的开环最优控制问题。因此，轨迹问题的实质就是寻找给定条件下给定系统的控制规律，使动态系统(受控对象)从初始状态转移到某种所要求的终端状态，且保证所规定的性能指标(目标函数)达到某种意义上的最优值。

轨迹优化方法一般可以分为解析法和数值法，其中解析法对于简单的线性系统比较有效。数值解法利用离散的参数来逼近整个系统，使轨迹优化问题转化为参数优化问题，然后采用合适的算法解参数优化问题。数值解法主要包括轨迹优化问题的转化和解参数优化问题两部分。根据转化方法不同，数值法可以分为直接法和间接法。直接法是将连续的轨迹优化问题直接离散并参数化，无需求最优解的必要条件，其在收敛的鲁棒性和解决实际问题的适应性上具有优势，直接打靶法、配点法(包含高斯伪谱法)与微分包含法都属于直接法。间接法需要利用庞德里亚金极大值原理推导出最优控制的一阶必要条件，其解的精度较高，且最优解满足一阶最优性必要条件，序列梯度-修复算法就属于间接法。

常用的轨迹优化算法及其优缺点如下表所示：

正因为轨迹优化的重要性，国外的任何一个大型航天机构都拥有专门用来求解轨迹优化问题的商业软件包，如POST、OTIS等，国内目前在该领域尚处于初步阶段。由于对于不同的航天器和不同的飞行任务，动力学模型不同且较为复杂，不同的优化方法仅仅适用于有限的优化问题。

发明内容

本发明的目的是为了解决传统方法中很难求解终端时间不固定问题，精度低不能求解两点边值、初值敏感度较低以及所得非线性问题的规模较大的问题而提出的一种优化高精度自适应模块化的航天器弹道多约束轨迹工具包及方法。

上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：

所述的一种优化高精度自适应模块化的航天器弹道多约束轨迹工具包具体包括：

仿真平台主界面模块、多种优化算法选择子模块、性能优化指标子模块、多约束条件子模块、弹道仿真子模块和数据处理与结果显示子模块；

所述的仿真平台主界面模块，包括多种优化算法选择子模块、性能优化指标子模块、多约束条件子模块、弹道仿真子模块和数据处理与结果显示子模块；

所述的多种优化算法选择子模块是轨迹优化的基础，选择多种优化算法确定底层数学形式；

所述的性能优化指标子模块根据航天器飞行的状态量及多种优化算法确定底层数学形式将设置的性能优化指标转化为底层程序代码；

所述的多约束条件子模块用于对弹道进行约束，筛选出在飞行范围内的航天器飞行弹道；

所述的弹道仿真子模块根据底层程序代码及弹道约束筛选的航天器飞行弹道用于弹道仿真，得出航天器弹道多约束轨迹优化结果；

所述的数据处理与结果显示子模块对得出航天器弹道多约束轨迹优化结果进行轨迹优化数据读取、处理、查询、比较以及分析。

一种优化高精度自适应模块化的航天器弹道多约束轨迹方法具体是按照以下步骤进行的：

步骤一、在航天器多约束轨迹优化工具包软件运行之前，进行Teechart绘制曲线插件的注册；

步骤二、Teechart绘制曲线插件注册成功之后，在VC6.0以上版本环境中打开航天器多约束轨迹优化工具包软件，编译.exe文件通过后进入仿真平台主界面模块；

步骤三、在仿真平台主界面模块中在飞行模式设定选项界面中对飞行模式进行配置及参数设置；其中参数设置包括：选择导弹的飞行段，对发射点参数进行设定以及对导弹各飞行段的总体参数进行设定；

步骤四、在多种优化算法选择子模块中对航天器优化变量的初值进行优化设置、在性能优化指标子模块中的性能指标参数进行优化设置及在多约束条件子模块中对多约束条件参数进行优化设置；其中在多约束条件子模块包括过程约束和终端约束对多约束条件参数进行优化设置，过程约束包括稳定性约束、动压约束、法向过载约束、热流约束和总吸热量约束；

步骤五、在弹道仿真子模块中对机动飞行导弹无动力参数、弹头总冲固定参数及弹头总冲不固定参数进行仿真设置；