基于偏置比例导引与凸优化的火箭垂直着陆制导

发布时间：2021-03-18 16:23

　　凸优化由于求解效率高在飞行器轨迹规划和制导中得到广泛研究应用。但是,由于火箭垂直返回制导需要考虑气动力带来的非线性,现有的凸优化求解方法或简单地采取逐次线性化近似凸化最优控制问题,经常出现收敛性问题;或需针对具体问题进行相应的系列凸化剪裁,虽然改善了收敛性,但不同模型的凸化剪裁方法差别很大,通用性较差。为此,将偏置比例导引与凸优化相结合,用以求解存在落角、落速和推力范围约束的火箭垂直返回定点软着陆制导问题。提出的制导方法将该制导问题分解为法向满足落角与落点约束的偏置比例导引,以及切向满足速度与推力约束的凸优化和滚动时域控制制导。在切向制导中,提出利用三次多项式近似飞行轨迹以方便凸优化求解,并建立剩余飞行时间的估算方法以提供给比例导引。仿真结果表明,提出的制导方法能有效满足各种约束,实现火箭精确着陆。与现有的直接采取逐次线性化近似的凸优化方法相比,提出的方法由于将制导进行切向和法向分解,大为简化了凸优化模型,显著提高了求解效率和收敛性。此外,提出的方法无需复杂繁琐的凸化处理,对于一般的推力可控且对末速存在约束的固定终端位置的制导问题皆适用。 

【文章来源】：航空学报. 2020,41(05)北大核心

【文章页数】：14 页

【部分图文】：

火箭子级降落段纵向平面几何关系图

火箭返回定点着陆的制导问题涉及火箭与目标落点的相对运动，图2为纵向平面内“箭-目”相对运动的二维几何关系图，其中“箭-目”视线角为q、火箭速度与“箭-目”连线间的夹角为η、“箭-目”距离为s。“箭-目”相对运动学方程为

图3为本文提出的火箭垂直着陆制导方案的流程图。对于切向控制，在每个制导周期开始，进行终端速度约束下的凸优化求解，求取最优推力序列（预测），同时在当前制导周期将对应时域的推力序列作用于火箭动力学（控制），并将预测的需用状态（推力P、质量m、剩余飞行时间tgo）传递给法向控制；等到下一个制导周期到来，更新火箭当前的飞行状态参数，开始新的制导周期的预测和控制。对于法向控制，获取当前实测的状态（速度V、大气密度ρ），以及无法直接实测、需要依靠凸优化预测的状态量（推力P、质量m、剩余飞行时间tgo），生成需用攻角，控制火箭以要求的落角降落于指定点。2.1 基于偏置比例导引的法向制导

【参考文献】：
期刊论文
[1]基于多项式函数求解的落角约束制导律[J]. 马爽,杨军,袁博.  导航定位与授时. 2018(05)
[2]火箭垂直回收着陆段在线制导凸优化方法[J]. 张志国,马英,耿光有,余梦伦.  弹道学报. 2017(01)
[3]垂直返回重复使用运载火箭技术分析[J]. 高朝辉,张普卓,刘宇,余梦伦.  宇航学报. 2016(02)
[4]带末端落角约束的变结构导引律[J]. 宋建梅,张天桥.  弹道学报. 2001(01)

硕士论文
[1]高超声速飞行器再入末段轨迹在线优化[D]. 路钊.哈尔滨工业大学 2014



本文编号：3088600