[发明专利]保证收敛的火箭动力下降段实时轨迹规划方法

说明书

本发明公开的保证收敛的火箭动力下降段实时轨迹规划方法，属于火箭回收制导领域。本发明实现方法为：考虑非线性的气动阻力和推力的大小与方向的约束条件，建立一个以推力大小和方向为控制量的火箭动力下降段的着陆最优控制问题模型；通过问题降维、问题分解和提前规划某些状态变量使得问题简化，再结合合适的凸化方法，进而将原问题转化为无约束的凸优化问题和二阶锥规划问题；最后通过求解凸优化问题和二阶锥规划问题得到飞行轨迹和推力大小和方向的变化策略。本发明充分利用可靠高效的凸优化算法，在主频为3.6吉赫的普通台式机上计算时间约为15‑30毫秒，得到的解接近燃料最优，且方法一定收敛，能够实现火箭动力下降段着陆轨迹的可靠实时规划。

技术领域

本发明属于火箭回收制导领域，涉及火箭回收动力下降段的轨迹规划方法，尤其涉及一种基于凸优化的保证收敛且实时的轨迹规划方法。

背景技术

早在上世纪60年代，人类实现了月球登陆。对于实现此壮举，载人着陆器在月球的软着陆技术是至关重要的。在这之后的几十年间，在使着陆器着陆于大气稀薄的星球方面取得了技术突破。但是，使火箭着陆于地球仍充满挑战性。在最近几年中，可重复使用火箭技术在世界范围内引起了极大地关注。这项技术可以极大地降低火箭发射成本，和大幅度缩短发射周期。为了实现火箭的精确着陆，动力下降段精确制导扮演着极其重要的角色。

动力下降段着陆轨迹规划需要求解一个最优控制问题。为了提高火箭在动力下降段的抗干扰能力和机动性，我们需要实时地去求解这个非凸的最优控制问题，以实现火箭的精确着陆。直接通过现有方法(非线性规划或者基于最优控制理论的打靶法)求解这个非凸问题往往难以应用于实际工程中，因为此类方法无法保证其可靠性，并且求解效率低。目前对于火箭动力下降的着陆轨迹规划问题的求解，大多依赖于直接法求解，例如非线性规划、序列凸优化。但这些算法没法保证求解的可靠性，目前还难以进行工程应用。

发明内容

针对现有的火箭动力下降轨迹规划方法的可靠性和效率的不足，本发明公开的保证收敛的火箭动力下降段实时轨迹规划方法要解决的技术问题是：通过问题降维、问题分解和提前规划某些状态变量使得问题简化，再结合合适的凸化方法，进而仅需要求解一个无约束凸优化问题和至多两个二阶锥规划问题，即充分利用可靠高效的凸优化算法求解原本难以求解的最优控制问题，提高火箭动力下降段实时轨迹规划效率和鲁棒性。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的保证收敛的火箭动力下降段实时轨迹规划方法，考虑非线性的气动阻力和推力的大小与方向的约束条件，建立一个以推力大小和方向为控制量的火箭动力下降段的着陆最优控制问题模型；通过问题降维、问题分解和提前规划某些状态变量使得问题简化，再结合合适的凸化方法，进而将原问题转化为无约束的凸优化问题和二阶锥规划问题；最后通过求解凸优化问题和二阶锥规划问题得到飞行轨迹和推力大小和方向的变化策略。本发明充分利用可靠高效的凸优化算法，在主频为3.6吉赫的普通台式机上计算时间约为15-30毫秒，得到的解接近燃料最优，且方法一定收敛，能够实现火箭动力下降段着陆轨迹的可靠实时规划。

本发明公开的保证收敛的火箭动力下降段实时轨迹规划方法，包括如下步骤：

步骤一：对火箭动力下降过程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。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。

步骤一具体实现方法为：

对火箭动力下降飞行进行动力学建模，并量纲归一化，火箭动力下降飞行的无量纲动力学方程表示为