CN112256064B - 高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统 - Google Patents

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CN112256064B CN202011522906.1A CN202011522906A CN112256064B CN 112256064 B CN112256064 B CN 112256064B CN 202011522906 A CN202011522906 A CN 202011522906A CN 112256064 B CN112256064 B CN 112256064B
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Abstract

本发明提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，包括：建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系；基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型；基于运动学模型和动力学模型，构建高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；人工势场包括：引力势场和斥力势场；基于人工势场计算得到高超声速飞行器所受虚拟力，并基于虚拟力和再入走廊确定高超声速飞行器的滑翔轨迹。本发明缓解了现有技术中存在的轨迹规划方法复杂度高、对实时计算能力的要求高的技术问题。

Description

高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统
技术领域
本发明涉及飞行器智能任务规划技术领域，尤其是涉及一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统。
背景技术
高超声速飞行器从发射到返回地面一共要经历五个阶段，包括：助推段、惯性段、再入拉起段、滑翔段和下压攻击段。其中滑翔段是指高超声速飞行器稳定在临近空间飞行的阶段，这段空域包括从地球表面100公里以外到地球表面20公里以上的区域，要经历高超声速和超声速等飞行阶段，外界环境条件变化剧烈，严重影响飞行器的空气动力学特性。为了保证高超声速飞行器滑翔段的安全可靠飞行，各国多个机构均开展了对高超声速再入气动防热及再入制导等问题的研究，并对高超声速飞行器再入及滑翔飞行提出了许多安全性约束。在解决了这个制约飞行器生存的问题之后，随之产生了需要从威力、命中精度和突防能力等方面提高有效载荷打击能力的问题，进而出现了机动再入飞行。
高超声速滑翔飞行器具有速度快，航程远、机动性强等许多优势。但其飞行过程受到复杂的气动力和动压、热流、过载等非线性过程约束，以及敌方静态/动态威胁区的拦截，使其轨迹规划成为一个富有挑战性的问题，这也是目前航空航天领域的研究热点。
无动力滑翔指高超声速再入飞行器采用升力外形，依靠气动力控制，跨越大气层飞行，从而实现快速远程攻击或物资投送。随着美国X-33、X-37等可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle，RLV)验证机研制的开展，滑翔段轨迹规划一直是近年来航空航天领域的研究热点。目前智能轨迹规划算法主要包括A*算法、伪谱法、蚁群算法、粒子群算法、神经网络算法、遗传算法、模拟退火算法、模糊逻辑算法以及人工势场法等。
在众多的算法中，人工势场法是其中最接近工程应用的算法。但是人工势场法也有其固有的缺点，即存在局部最小值，以及目标不可达问题。近年来，研究学者对人工势场法提出了很多改进措施，但是，目前对人工势场法的改进措施在解决问题的同时，增加了轨迹规划方法的复杂度，提高了对实时计算能力的要求，且绝大多数改进措施是针对二维空间的轨迹规划的，针对三维空间飞行器轨迹规划方法较少。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统，以缓解现有技术中存在的轨迹规划方法复杂度高、对实时计算能力的要求高的技术问题。
第一方面，本发明实施例提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，包括：建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；所述目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系；基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型；基于所述运动学模型和所述动力学模型，构建所述高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；所述人工势场包括：引力势场和斥力势场；所述再入走廊包括：所述高超声速飞行器在滑翔段飞行过程中所受到的过程约束，所述高超声速飞行器在滑翔段的伪平衡滑翔条件；基于所述人工势场计算得到所述高超声速飞行器所受虚拟力，并基于所述虚拟力和所述再入走廊确定所述高超声速飞行器的滑翔轨迹；其中，所述引力势场的数学形式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
；所述斥力势场的数学形式为：
Figure 178796DEST_PATH_IMAGE002
；Uatt为所述引力势场，Katt为引力势场系数，Latt为距离增益比例系数，x为所述高超声速飞行器的位置坐标；xg为所述高超声速飞行器所要飞往的目标点的位置坐标，Urep为所述斥力势场，Krep为斥力势场系数，Krep>0；d为目标障碍物指向所述高超声速飞行器的向量距离；d0为预设距离常值；所述目标障碍物为所述高超声速飞行器在滑翔段所遇到的障碍物。
进一步地，基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型，包括：基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的动力学模型的基本方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；m为所述高超声速飞行器的质量，V为所述高超声速飞行器的速度，F为所述高超声速飞行器受到的外力，t为时间；基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的质心的坐标位置的导航方程，将所述导航方程作为所述运动学模型；所述导航方程为：
Figure 803681DEST_PATH_IMAGE004
Vx，Vy，Vz分别为所述高超声速飞行器在所述速度坐标系下的速度矢量在三个坐标轴上的分量，x，y，z分别为所述高超声速飞行器的质心的三个位置坐标。
进一步地，基于所述人工势场计算得到所述高超声速飞行器所受虚拟力，包括：对所述引力势场进行负梯度求导计算，得到引力函数；所述引力函数的数学形式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE005
；Fatt为所述引力函数；对所述斥力势场进行负梯度求导计算，得到斥力函数；所述斥力函数的数学形式为：
Figure 161981DEST_PATH_IMAGE006
；Frep为所述斥力函数，Frep1为所述目标障碍物对所述高超声速飞行器的斥力势场力，Frep2为所述高超声速飞行器受到所述目标点的引力，
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为所述目标障碍物指向所述高超声速飞行器的单位向量，
Figure 320037DEST_PATH_IMAGE008
为所述高超声速飞行器指向所述目标点的单位向量；对所述引力函数和所述斥力函数求和，得到所述虚拟力。
进一步地，所述过程约束包括：热流约束，过载约束，动压约束。
进一步地，基于所述虚拟力和所述再入走廊确定所述高超声速飞行器的滑翔轨迹，包括：利用所述动力学模型和所述运动学模型，确定所述高超声速飞行器在所述再入走廊的约束下和在所述虚拟力作用下所产生的速度滚转角；基于所述速度滚转角确定所述高超声速飞行器在滑翔段的滑翔轨迹。
第二方面，本发明实施例还提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划系统，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，包括：坐标系建立模块，模型建立模块，人工势场构建模块和轨迹规划模块；其中，所述坐标系建立模块，用于建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；所述目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系；所述模型建立模块，用于基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型；所述人工势场构建模块，用于基于所述运动学模型和所述动力学模型，构建所述高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；所述人工势场包括：引力势场和斥力势场；所述再入走廊包括：所述高超声速飞行器在滑翔段飞行过程中所受到的过程约束，所述高超声速飞行器在滑翔段的伪平衡滑翔条件；所述轨迹规划模块，用于基于所述人工势场计算得到所述高超声速飞行器所受虚拟力，并基于所述虚拟力和所述再入走廊确定所述高超声速飞行器的滑翔轨迹；其中，所述引力势场的数学形式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
；所述斥力势场的数学形式为：
Figure 371169DEST_PATH_IMAGE010
；Uatt为所述引力势场，Katt为引力势场系数，Latt为距离增益比例系数，x为所述高超声速飞行器的位置坐标；xg为所述高超声速飞行器所要飞往的目标的位置坐标，Urep为所述斥力势场，Krep为斥力势场系数，Krep>0；d为目标障碍物指向所述高超声速飞行器的向量距离；d0为预设距离常值；所述目标障碍物为所述高超声速飞行器在滑翔段所遇到的障碍物。
进一步地，所述模型建立模块包括：动力学模型建立单元和运动学模型建立单元，其中，所述动力学模型建立单元，用于基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的动力学模型的基本方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE011
；m为所述高超声速飞行器的质量，V为所述高超声速飞行器的速度，F为所述高超声速飞行器受到的外力，t为时间；所述运动学模型建立单元，用于基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的质心的坐标位置的导航方程，将所述导航方程作为所述运动学模型；所述导航方程为：
Figure 296400DEST_PATH_IMAGE012
Vx，Vy，Vz分别为所述高超声速飞行器在所述速度坐标系下的速度矢量在三个坐标轴上的分量，x，y，z分别为所述高超声速飞行器的质心的三个位置坐标。
进一步地，所述轨迹规划模型，还用于：利用所述动力学模型和所述运动学模型，确定所述高超声速飞行器在所述再入走廊的约束下和在所述虚拟力作用下所产生的速度滚转角；基于所述速度滚转角确定所述高超声速飞行器在滑翔段的滑翔轨迹。
第三方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述第一方面所述的方法的步骤。
第四方面，本发明实施例还提供了一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，所述程序代码使所述处理器执行上述第二方面所述方法。
本发明提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，本发明引入了一种新的指数型人工引力势场函数，该函数光滑有界，避免了一般人工势场路径规划方法可能导致的飞行器控制不连续与飞行器控制饱和问题；同时，本发明实施例提供的路径规划方法的算法结构简单，运算速度快，能够很好的满足在线实时计算的要求，缓解了现有技术中存在的轨迹规划方法复杂度高、对实时计算能力的要求高的技术问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的另一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法的流程图；
图3为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划系统的示意图；
图4为本发明实施例提供的另一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划系统的示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一：
图1是根据本发明实施例提供的一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法的流程图，该方法应用于处于滑翔段的高超声速飞行器。如图1所示，该方法具体包括如下步骤：
步骤S102，建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系。
步骤S104，基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型。
步骤S106，基于运动学模型和动力学模型，构建高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；人工势场包括：引力势场和斥力势场。再入走廊包括：所述高超声速飞行器在滑翔段飞行过程中所受到的过程约束，高超声速飞行器在滑翔段的伪平衡滑翔条件。
具体地，引力势场中的引力为高超声速飞行器指向目标点位置的势场力，用于控制高超声速飞行器飞向目标位置。
本发明实施例中，所用的引力势场是数学形式为与距离成反比形式，且当飞行器与目标区域距离越大时，吸引力效果越不明显，这样有利于飞行器绕开威胁区。具体地，引力势场的数学形式为：
Figure 707659DEST_PATH_IMAGE013
。
本发明实施例中，所用的斥力势场中所产生的斥力为高超声速飞行器在滑翔段滑翔时所遇到的障碍物指向飞行器方向的势场力，用于控制高超声速飞行器远离障碍物。本发明实施例中的斥力势场，是在传统人工势场法的斥力势场模型中，添加上了高超声速飞行器与目标点区域的距离作为一部分影响因素。具体地，斥力势场的数学形式为：
Figure 769156DEST_PATH_IMAGE014
。
其中，Uatt为引力势场，Katt为引力势场系数，Latt为距离增益比例系数，x为高超声速飞行器的位置坐标；xg为高超声速飞行器所要飞往的目标点的位置坐标，Urep为斥力势场，Krep为斥力势场系数，Krep>0；d为目标障碍物指向高超声速飞行器的向量距离；d0为预设距离常值；目标障碍物为高超声速飞行器在滑翔段所遇到的障碍物。
步骤S108，基于人工势场计算得到高超声速飞行器所受虚拟力，并基于虚拟力和再入走廊确定高超声速飞行器的滑翔轨迹。
具体地，虚拟力的计算过程如下：
首先，对引力势场进行负梯度求导计算，得到引力函数；引力函数的数学形式为：
Figure 991190DEST_PATH_IMAGE005
；Fatt为引力函数。
然后，对斥力势场进行负梯度求导计算，得到斥力函数；斥力函数的数学形式为：
Figure 403716DEST_PATH_IMAGE015
；Frep为斥力函数，Frep1为所述目标障碍物对所述高超声速飞行器的斥力势场力，Frep2为所述高超声速飞行器受到所述目标点的引力，
Figure 120131DEST_PATH_IMAGE016
为所述目标障碍物指向所述高超声速飞行器的单位向量，
Figure 301713DEST_PATH_IMAGE017
为所述高超声速飞行器指向所述目标点的单位向量；
Figure 429069DEST_PATH_IMAGE018
，
Figure 328892DEST_PATH_IMAGE019
，xoi为第i个障碍物中心点位置。
最后，对引力函数和斥力函数求和，得到虚拟力。
本发明提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法，引入了一种新的指数型人工引力势场函数，该函数光滑有界，避免了一般人工势场路径规划方法可能导致的飞行器控制不连续与飞行器控制饱和问题；同时，本发明实施例提供的路径规划方法的算法结构简单，运算速度快，能够很好的满足在线实时计算的要求，缓解了现有技术中存在的轨迹规划方法复杂度高、对实时计算能力的要求高的技术问题。
具体地，在本发明实施例中，速度坐标系原点与高超声速飞行器机身固定连接，选择机体质心Ov为原点；将过飞行器质心Ov的速度矢量轴设为X轴，正方向设为高超声速飞行器向前运动的方向，记作Xv；将过飞行器质心Ov的机身纵向对称面内与Xv轴垂直轴设为Y轴，正方向设为指向垂直Xv轴向上的方向，记作Yv；利用笛卡尔坐标系的定义即可得到Z轴的方向，记作Zv。
航迹坐标系的原点与高超声速飞行器机身固定连接，选择机体质心Ot为原点；将过高超声速飞行器质心Ot的速度矢量轴设为X轴，正方向设为高超声速飞行器向前运动的方向，记作Xt；将过高超声速飞行器质心Ot的铅垂平面内与Xt轴垂直轴设为Y轴，正方向设为指向垂直Xt轴向上的方向，记作Yt；利用笛卡尔坐标系的定义即可得到Z轴的方向，记作Zt。
机体坐标系的原点与高超声速飞行器机身固定连接，选择机体质心Ob为原点；将过高超声速飞行器质心Ob的纵向对称轴设为X轴，正方向设为高超声速飞行器向前运动的方向，记作Xb；将过高超声速飞行器质心Ob的纵向对称轴设为Y轴，正方向设为指向垂直Xb轴向上的方向，记作Yb；利用笛卡尔坐标系的定义即可得到Z轴的方向，记作Zb。
本地NUE坐标系（即本地北天东坐标系）即惯性坐标系，该坐标系与大地固连，一般情况下选择高超声速飞行器起飞时的初始位置当作原点，记作On；X轴的正方向设为地理位置北的方向，记作Xn；Y轴的正方向设为与地面垂直且方向指向上，记作Yn；Z轴的正方向设为地理位置东的方向，记作Zn。
可选地，由理论力学可知，自由刚体质心的平移运动，即决定刚体质心瞬时位置的三个自由度，可以应用牛顿定律来研究：
基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的动力学模型的基本方程为：
Figure 81954DEST_PATH_IMAGE020
；m为高超声速飞行器的质量，V为高超声速飞行器的速度，t为时间，F为高超声速飞行器受到的外力，因为本发明实施例中的飞行器处于无动力滑翔段，因此，F是由空气动力和重力矢量合成得到的。其中会涉及到航迹坐标系与机体坐标系之间的相互转换。
基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的质心的坐标位置的导航方程，将导航方程作为运动学模型；
导航方程为：
Figure 383622DEST_PATH_IMAGE021
Vx，Vy，Vz分别为高超声速飞行器在速度坐标系下的速度矢量在三个坐标轴上的分量，x，y，z分别为高超声速飞行器的质心的三个位置坐标。
可选地，本发明实施例提供的方法可以应用在国外公开的通用航空飞行器（Common Aero Vehicle，CAV）中的高升力体CAV-H的滑翔段轨迹的规划过程。假设地球为球体，不考虑地球自转的影响，无推力，无侧滑。根据本发明实施例提供的动力学模型和运动学模型的方程，可得CAV三自由度质点在航迹坐标系下的运动方程为：
Figure 681879DEST_PATH_IMAGE022
其中，θ、ψ和σ和分别表示轨迹倾角、轨迹偏角和速度滚转角（即倾侧角），L为空气升力，D为空气阻力。
在本发明实施例中，再入走廊可定义为飞行器安全再入所必须满足的各种约束条件的交集，确定再入走廊是CAV再入轨迹规划的首要工作。再入走廊主要由高超声速飞行器滑翔段飞行过程中受到的过程约束组成。可选地，过程约束包括：热流约束，过载约束和动压约束。
其中，热流约束的数学形式为：
Figure 68998DEST_PATH_IMAGE023
，
Figure 438800DEST_PATH_IMAGE024
为飞行器头部驻点热流密度，常数k=5.188×10-8，ρ为大气密度，热流密度单位为KW/m2，高超声速飞行器可以承受的最大热流密度
Figure 14881DEST_PATH_IMAGE025
。
过载约束的数学形式为：
Figure 811936DEST_PATH_IMAGE026
，n为高超声速飞行器受到的法向气动过载，高超声速飞行器可以承受的最大过载nT，max=5g，g为当地的重力加速度。
动压约束的数学形式为：
Figure 358455DEST_PATH_IMAGE027
，高超声速飞行器可以承受的最大动压qmax=100kPa。
再入走廊还包括伪平衡滑翔条件。升力体飞行器的大部分再入弹道，航迹倾角θ通常很小，并且变化相对很慢。在三自由度质点运动学方程中的第五式基础上，令cosθ=1，
Figure 531947DEST_PATH_IMAGE028
，得：
Figure 729579DEST_PATH_IMAGE029
，这就是伪平衡滑翔条件（Quasi-Equilibrium GuideCondition，QEGC）。理论上，只要升力足够，就可以保证弹道绝对平直。
具体地，步骤S108中，基于虚拟力和再入走廊确定高超声速飞行器的滑翔轨迹的过程还包括如下步骤：
步骤S1081，利用动力学模型和运动学模型，确定高超声速飞行器在再入走廊的约束下和在虚拟力作用下所产生的速度滚转角。
步骤S1082，基于速度滚转角确定高超声速飞行器在滑翔段的滑翔轨迹。
在本发明实施例中，通过构建高超声速飞行器在滑翔过程中的人工势场，得到高超声速飞行器所受虚拟力，然后根据虚拟力确定高超声速飞行器在每个时刻的速度滚转角，其中，所确定的速度滚转角满足高超声速飞行器在滑翔段的再入走廊，进而确定高超声速飞行器在整个滑翔过程中的滑翔轨迹。
可选地，图2是根据本发明实施例提供的另一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法的流程图。如图2所示，该方法具体包括如下步骤：
步骤S201，初始化高超声速飞行器初始状态，以及搭建敌方防御环境，建立地图模型。
步骤S202，基于禁飞区位置数据，代入人工势场法中，计算出高超声速飞行器所受到的引力和斥力，并得到高超声速飞行器所受到的虚拟力。
步骤S203，基于高超声速飞行器所受到的虚拟力，求解出速度滚转角。
步骤S204，将速度滚转角代入高超声速飞行器三自由度质点运动方程中，求解出高超声速飞行器下一时刻的飞行状态。
步骤S205，判断是否到达目标区域，如若未到达，跳转至步骤S202，进行迭代运算；如果达到目标区域，则执行步骤S206。
步骤S206，将高超声速飞行器基于速度滚转角得到的滑翔轨迹作为最终的轨迹。
本发明实施例提供的一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法的优点包括：
1）本发明实施例提供的轨迹规划方法的算法结构简单，运算速度快，能较好的满足在线实时计算的要求。
2）本发明实施例提供的轨迹规划方法使用了一种新的指数型人工引力势场函数；该函数光滑有界，避免了一般人工势场路径规划方法可能导致的飞行器控制不连续与飞行器控制饱和问题。
3）本发明实施例提供的轨迹规划方法，可以将人工势场方法应用到三维航迹规划和绕飞动态禁飞区轨迹规划中，同样能成功避开敌方威胁。
实施例二：
图3是根据本发明实施例提供的一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划系统的示意图，该系统应用于处于滑翔段的高超声速飞行器。如图3所示，该系统包括：坐标系建立模块10，模型建立模块20，人工势场构建模块30和轨迹规划模块40。
具体地，坐标系建立模块10，用于建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系。
模型建立模块20，用于基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型。
人工势场构建模块30，用于基于运动学模型和动力学模型，构建高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；人工势场包括：引力势场和斥力势场。再入走廊包括：高超声速飞行器在滑翔段飞行过程中所受到的过程约束，高超声速飞行器在滑翔段的伪平衡滑翔条件。
其中，引力势场的数学形式为：
Figure 697535DEST_PATH_IMAGE030
；斥力势场的数学形式为：
Figure 731350DEST_PATH_IMAGE031
；
Uatt为引力势场，Katt为引力势场系数，Latt为距离增益比例系数，x为高超声速飞行器的位置坐标；xg为高超声速飞行器所要飞往的目标的位置坐标，Urep为斥力势场，Krep为斥力势场系数，Krep>0；d为目标障碍物指向高超声速飞行器的向量距离；d0为预设距离常值；目标障碍物为高超声速飞行器在滑翔段所遇到的障碍物。
可选地，过程约束包括：热流约束，过载约束，动压约束。
轨迹规划模块40，用于基于人工势场计算得到高超声速飞行器所受虚拟力，并基于虚拟力和再入走廊确定高超声速飞行器的滑翔轨迹。
具体地，轨迹规划模块40，还用于利用动力学模型和运动学模型，确定高超声速飞行器在再入走廊约束下和在虚拟力作用下所产生的速度滚转角，基于速度滚转角确定高超声速飞行器在滑翔段的滑翔轨迹。
本发明提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划系统，引入了一种新的指数型人工引力势场函数，该函数光滑有界，避免了一般人工势场路径规划方法可能导致的飞行器控制不连续与飞行器控制饱和问题；同时，本发明实施例提供的路径规划方法的算法结构简单，运算速度快，能够很好的满足在线实时计算的要求，缓解了现有技术中存在的轨迹规划方法复杂度高、对实时计算能力的要求高的技术问题。
可选地，图4是根据本发明实施例提供的另一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划系统的示意图。如图4所示，模型建立模块20包括：动力学模型建立单元21和运动学模型建立单元22。
具体地，动力学模型建立单元21，用于基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的动力学模型的基本方程为：
Figure 442954DEST_PATH_IMAGE032
；m为高超声速飞行器的质量，V为高超声速飞行器的速度，F为高超声速飞行器受到的外力，t为时间。
运动学模型建立单元22，用于基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的质心的坐标位置的导航方程，将导航方程作为运动学模型。
其中，导航方程为：
Figure 996558DEST_PATH_IMAGE033
Vx，Vy，Vz分别为高超声速飞行器在速度坐标系下的速度矢量在三个坐标轴上的分量，x，y，z分别为高超声速飞行器的质心的三个位置坐标。
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述实施例一中的方法的步骤。
本发明实施例还提供了一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，程序代码使处理器执行上述实施例一中的方法。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法，其特征在于，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，包括：
建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；所述目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系；
基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型；
基于所述运动学模型和所述动力学模型，构建所述高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；所述人工势场包括：引力势场和斥力势场；所述再入走廊包括：所述高超声速飞行器在滑翔段飞行过程中所受到的过程约束，所述高超声速飞行器在滑翔段的伪平衡滑翔条件；
基于所述人工势场计算得到所述高超声速飞行器所受虚拟力，并基于所述虚拟力和所述再入走廊确定所述高超声速飞行器的滑翔轨迹；
其中，所述引力势场的数学形式为：
Figure 545712DEST_PATH_IMAGE001
；所述斥力势场的数学形式为：
Figure 621115DEST_PATH_IMAGE002
；
Uatt为所述引力势场，Katt为引力势场系数，Latt为距离增益比例系数，x为所述高超声速飞行器的位置坐标；xg为所述高超声速飞行器所要飞往的目标点的位置坐标，Urep为所述斥力势场，Krep为斥力势场系数，Krep>0；d为目标障碍物指向所述高超声速飞行器的向量距离；d0为预设距离常值；所述目标障碍物为所述高超声速飞行器在滑翔段所遇到的障碍物。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型，包括：
基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的动力学模型的基本方程为：
Figure 348900DEST_PATH_IMAGE003
；m为所述高超声速飞行器的质量，V为所述高超声速飞行器的速度，F为所述高超声速飞行器受到的外力，t为时间；
基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的质心的坐标位置的导航方程，将所述导航方程作为所述运动学模型；
所述导航方程为：
Figure 899967DEST_PATH_IMAGE004
Vx，Vy，Vz分别为所述高超声速飞行器在所述速度坐标系下的速度矢量在三个坐标轴上的分量，x，y，z分别为所述高超声速飞行器的质心的三个位置坐标。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述人工势场计算得到所述高超声速飞行器所受虚拟力，包括：
对所述引力势场进行负梯度求导计算，得到引力函数；所述引力函数的数学形式为：
Figure 371400DEST_PATH_IMAGE005
；Fatt为所述引力函数；
对所述斥力势场进行负梯度求导计算，得到斥力函数；所述斥力函数的数学形式为：
Figure 301310DEST_PATH_IMAGE006
；Frep为所述斥力函数，Frep1为所述目标障碍物对所述高超声速飞行器的斥力势场力，Frep2为所述高超声速飞行器受到所述目标点的引力，
Figure 527892DEST_PATH_IMAGE007
为所述目标障碍物指向所述高超声速飞行器的单位向量，
Figure 503938DEST_PATH_IMAGE008
为所述高超声速飞行器指向所述目标点的单位向量；
对所述引力函数和所述斥力函数求和，得到所述虚拟力。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述过程约束包括：热流约束，过载约束，动压约束。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述虚拟力和所述再入走廊确定所述高超声速飞行器的滑翔轨迹，包括：
利用所述动力学模型和所述运动学模型，确定所述高超声速飞行器在所述再入走廊的约束下和在所述虚拟力作用下所产生的速度滚转角；
基于所述速度滚转角确定所述高超声速飞行器在滑翔段的滑翔轨迹。
6.一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划系统，其特征在于，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，包括：坐标系建立模块，模型建立模块，人工势场构建模块和轨迹规划模块；其中，
所述坐标系建立模块，用于建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；所述目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系；
所述模型建立模块，用于基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型；
所述人工势场构建模块，用于基于所述运动学模型和所述动力学模型，构建所述高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；所述人工势场包括：引力势场和斥力势场；所述再入走廊包括：所述高超声速飞行器在滑翔段飞行过程中所受到的过程约束，所述高超声速飞行器在滑翔段的伪平衡滑翔条件；
所述轨迹规划模块，用于基于所述人工势场计算得到所述高超声速飞行器所受虚拟力，并基于所述虚拟力和所述再入走廊确定所述高超声速飞行器的滑翔轨迹；
其中，所述引力势场的数学形式为：
Figure 451165DEST_PATH_IMAGE001
；所述斥力势场的数学形式为：
Figure 829057DEST_PATH_IMAGE009
；
Uatt为所述引力势场，Katt为引力势场系数，Latt为距离增益比例系数，x为所述高超声速飞行器的位置坐标；xg为所述高超声速飞行器所要飞往的目标点的位置坐标，Urep为所述斥力势场，Krep为斥力势场系数，Krep>0；d为目标障碍物指向所述高超声速飞行器的向量距离；d0为预设距离常值；所述目标障碍物为所述高超声速飞行器在滑翔段所遇到的障碍物。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述模型建立模块包括：动力学模型建立单元和运动学模型建立单元，其中，
所述动力学模型建立单元，用于基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的动力学模型的基本方程为：
Figure 960961DEST_PATH_IMAGE010
；m为所述高超声速飞行器的质量，V为所述高超声速飞行器的速度，F为所述高超声速飞行器受到的外力，t为时间；
所述运动学模型建立单元，用于基于所述目标坐标系，建立所述高超声速飞行器的质心的坐标位置的导航方程，将所述导航方程作为所述运动学模型；
所述导航方程为：
Figure 424303DEST_PATH_IMAGE011
Vx，Vy，Vz分别为所述高超声速飞行器在所述速度坐标系下的速度矢量在三个坐标轴上的分量，x，y，z分别为所述高超声速飞行器的质心的三个位置坐标。
8.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述轨迹规划模块，还用于：
利用所述动力学模型和所述运动学模型，确定所述高超声速飞行器在所述再入走廊的约束下和在所述虚拟力作用下所产生的速度滚转角；
基于所述速度滚转角确定所述高超声速飞行器在滑翔段的滑翔轨迹。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至5任一项所述的方法的步骤。
10.一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，其特征在于，所述程序代码使所述处理器执行所述权利要求1-5任一项所述方法。
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