凸優(yōu)化由于求解效率高在飛行器軌跡規(guī)劃和制導(dǎo)中得到廣泛研究應(yīng)用。但是,由于火箭垂直返回制導(dǎo)需要考慮氣動力帶來的非線性,現(xiàn)有的凸優(yōu)化求解方法或簡單地采取逐次線性化近似凸化最優(yōu)控制問題,經(jīng)常出現(xiàn)收斂性問題;或需針對具體問題進(jìn)行相應(yīng)的系列凸化剪裁,雖然改善了收斂性,但不同模型的凸化剪裁方法差別很大,通用性較差。為此,將偏置比例導(dǎo)引與凸優(yōu)化相結(jié)合,用以求解存在落角、落速和推力范圍約束的火箭垂直返回定點(diǎn)軟著陸制導(dǎo)問題。提出的制導(dǎo)方法將該制導(dǎo)問題分解為法向滿足落角與落點(diǎn)約束的偏置比例導(dǎo)引,以及切向滿足速度與推力約束的凸優(yōu)化和滾動時域控制制導(dǎo)。在切向制導(dǎo)中,提出利用三次多項(xiàng)式近似飛行軌跡以方便凸優(yōu)化求解,并建立剩余飛行時間的估算方法以提供給比例導(dǎo)引。仿真結(jié)果表明,提出的制導(dǎo)方法能有效滿足各種約束,實(shí)現(xiàn)火箭精確著陸。與現(xiàn)有的直接采取逐次線性化近似的凸優(yōu)化方法相比,提出的方法由于將制導(dǎo)進(jìn)行切向和法向分解,大為簡化了凸優(yōu)化模型,顯著提高了求解效率和收斂性。此外,提出的方法無需復(fù)雜繁瑣的凸化處理,對于一般的推力可控且對末速存在約束的固定終端位置的制導(dǎo)問題皆適用。 

【文章來源】：航空學(xué)報. 2020,41(05)北大核心

【文章頁數(shù)】：14 頁

【部分圖文】：

火箭子級降落段縱向平面幾何關(guān)系圖

火箭返回定點(diǎn)著陸的制導(dǎo)問題涉及火箭與目標(biāo)落點(diǎn)的相對運(yùn)動，圖2為縱向平面內(nèi)“箭-目”相對運(yùn)動的二維幾何關(guān)系圖，其中“箭-目”視線角為q、火箭速度與“箭-目”連線間的夾角為η、“箭-目”距離為s�！凹�-目”相對運(yùn)動學(xué)方程為

圖3為本文提出的火箭垂直著陸制導(dǎo)方案的流程圖。對于切向控制，在每個制導(dǎo)周期開始，進(jìn)行終端速度約束下的凸優(yōu)化求解，求取最優(yōu)推力序列（預(yù)測），同時在當(dāng)前制導(dǎo)周期將對應(yīng)時域的推力序列作用于火箭動力學(xué)（控制），并將預(yù)測的需用狀態(tài)（推力P、質(zhì)量m、剩余飛行時間tgo）傳遞給法向控制；等到下一個制導(dǎo)周期到來，更新火箭當(dāng)前的飛行狀態(tài)參數(shù)，開始新的制導(dǎo)周期的預(yù)測和控制。對于法向控制，獲取當(dāng)前實(shí)測的狀態(tài)（速度V、大氣密度ρ），以及無法直接實(shí)測、需要依靠凸優(yōu)化預(yù)測的狀態(tài)量（推力P、質(zhì)量m、剩余飛行時間tgo），生成需用攻角，控制火箭以要求的落角降落于指定點(diǎn)。2.1 基于偏置比例導(dǎo)引的法向制導(dǎo)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]基于多項(xiàng)式函數(shù)求解的落角約束制導(dǎo)律[J]. 馬爽,楊軍,袁博.  導(dǎo)航定位與授時. 2018(05)
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碩士論文
[1]高超聲速飛行器再入末段軌跡在線優(yōu)化[D]. 路釗.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014



本文編號：3088600