火箭动力下降着陆过程快速轨迹优化方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110466804A(43)申请公布日2019.11.19(21)申请号201910812515.4(22)申请日2019.08.30(71)申请人北京理工大学地址100081北京市海淀区中关村南大街5号(72)发明人刘新福杨润秋(74)专利代理机构北京理工正阳知识产权代理事务所(普通合伙)11639代理人邬晓楠(51)Int.Cl.B64G1/24(2006.01)B64G1/62(2006.01)G06F17/50(2006.01)权利要求书7页说明书16页附图6页(54)发明名称火箭动力下降着陆过程快速轨迹优化方法(57)摘要火箭动力下降着陆过程快速轨迹优化方法。本发明公开的燃料最优动力下降着陆快速轨迹规划方法，属于火箭制导领域。本发明实现方法为：对动力下降飞行进行动力学建模并量纲归一化，建立三维无量纲动力学方程；把动力学方程的自变量从时间转化为高度；引入动力下降飞行所需的约束，建立燃料最优的动力下降着陆的最优控制问题；将原始最优控制问题中的非线性动力学方程处理成线性的动力学方程；将一部分的非线性性保留，转化为约束。将非凸约束进行凸化，建立一个凸的最优控制问题；将其在非均匀离散点用四阶Runge-Kutta方法进行离散，建立二阶锥规划问题；通过迭代求解二阶锥规划问题，直到收敛，即实现动力下降着陆飞行的轨迹规划。本发明有高效的优点，能够提高火箭动力下降段着陆安全性和可靠性。CN110466804ACN110466804A权利要求书1/7页1.燃料最优动力下降着陆快速轨迹规划方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：对动力下降飞行进行动力学建模并量纲归一化，建立三维无量纲动力学方程；由于飞行时间是自由的，并把动力学方程的自变量从时间转化为高度；并引入动力下降飞行所需的约束，建立燃料最优的动力下降着陆的最优控制问题；步骤二：对问题P0中的非线性动力学方程进行处理，使之成为一个线性的动力学方程；将动力学方程中一部分非线性性保留，并转化为约束；基于线性的动力学方程，建立新的非凸最优控制问题P1；步骤三：将非凸的约束进行凸化，并建立一个凸的燃料最优动力下降飞行的最优控制问题P2；步骤四：计算非均匀离散点，将步骤三得到的凸的最优控制问题P2，在该非均匀离散点处离散；其中动力学方程用四阶Runge-Kutta方法进行离散；离散后，建立一个二阶锥规划问题P3；步骤五：迭代求解步骤四得到的二阶锥规划问题P3；首先选择初始状态剖面x(0)；在每次迭代中，更新离散点并将上次迭代所得轨迹x(k)，代入问题P2，并将问题离散求解，得到的新的解x(k+1)；重复此过程，直到前后两次迭代的解一致，即实现动力下降着陆飞行的轨迹规划。2.如权利要求1所述的燃料最优动力下降着陆快速轨迹规划方法，其特征在于：步骤一实现方法为，对火箭动力下降段进行动力学建模，并量纲归一化，火箭动力下降段的无量纲动力学方程表示为T其中，r＝[r1，r2，r3]是火箭的空间位置，e1轴指向高度方向，e2轴指向正东方向，e3轴与TTe1，e2构成右手法则；v＝[v1，v2，v3]是火箭的速度矢量；m是火箭的质量；g＝[g，0，0]是重T力加速度矢量，其中g是重力加速度，被考虑为常数；T＝[T1，T2，T3]是推力矢量；D表示气动阻力矢量；Isp是火箭发动机的比冲；在式(1)中，除了角度变量以外，其他变量均进行了量纲归一化，位置变量r用位置因子rscale归一化，速度v用速度因子vscale归一化，质量m用质量因子mscale归一化，时间和比冲Isp用rscale/vscale归一化，重力加速度g用归一化，推力T用归一化；其中无量纲的阻力表示为其中，ρ是无量纲的空气密度，随高度而变化，Sref是火箭的无量纲的参考面积，CD是阻力系数；火箭在动力下降段的飞行时间是未知的，但是飞行高度是已知的，且在动力下降段，高度是随时间单调下降的，即火箭不会往上飞；因此将式(1)的自变量转化为高度，得2CN110466804A权利要求书2/7页其中kD＝0.5ρSrefCD，上标(′)表示对高度r1求导；用τ代替r1表示自变量；接下来，引入动力下降飞行中所需要满足的约束；在动力下降段飞行中，由于火箭的发动机的性能，需要对推力的大小进行如下约束Tmin≤||T||≤Tmax(4)其中，Tmin＞0和Tmax是可允许的最小最大推力；此外，火箭的倾斜角，即火箭纵轴与e1轴的夹角，不能大于可允许的最大倾斜角θmax；此约束等价于对推力方向进行约束，即||T||cosθmax≤T1(5)其中0≤θmax≤90°；另一个重要的约束是飞行斜度约束，即要求火箭飞行在一个锥内；可允许最大的飞行斜度角定义为γmax，且满足0≤γmax≤90°；飞行