一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法技术

本发明专利技术提供了一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，包括：S1，建立火箭末级六自由度着陆动力学模型；S2，构建满足约束条件的火箭末级六自由度动力软着陆轨迹优化模型；S3，将S2轨迹优化模型中的非凸约束通过线性化方式转化为凸约束，得到凸形式的轨迹优化模型；S4，将S3中凸形式的轨迹优化模型进行离散化处理；S5，对S3中的线性化动力学方程添加动力学松弛变量；S6，设计信赖域约束限制参考轨迹的变化范围；S7，确定初始迭代参考轨迹；S8，求解离散凸化模型；S9，重复S8迭代求解使轨迹收敛到最优轨迹，完成一个制导周期采样点的轨迹优化；S10，利用轨迹优化结果更新最优指令，并直接用作制导信号，最终完成火箭子级姿态翻转着陆在线制导。线制导。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法


[0001]本专利技术属于飞行器制导
，特别涉及一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法。

技术介绍

[0002]随着航天技术的发展，重复使用已经成为未来航天运输系统的主要发展方向之一。目前，运载火箭一子级重复使用技术发展迅速，但对于更高势能火箭子级(如火箭末级)，回收难度更大，其飞行剖面与运载火箭一子级相比具有较大差别。传统的运载火箭一子级垂直动力着陆阶段可以不需要推力参与飞行器的姿态控制(如Falcon9)，主要通过RCS(Reaction Control System，反应控制系统)和栅格舵来实现姿态的调整，因此大多数学者针对火箭一子级回收着陆轨迹优化模型通常是不考虑姿态的三自由度动力学模型，但由于重复使用火箭末级动力着陆初始时刻以大攻角气动减速状态下降，所以在最后着陆阶段需要通过发动机推力进行姿态翻转机动并完成垂直动力着陆，因此需要设计一种新的着陆制导方法。

技术实现思路

[0003]为了克服现有技术中的不足，本专利技术人进行了锐意研究，提供了一种基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，在传统三自由度返回着陆制导方法的基础上引入姿态变量，建立了六自由度返回着陆问题，用于解决着陆过程中姿态翻转机动问题，同时，位置、速度、姿态满足终端约束要求，从而完成本专利技术。
[0004]本专利技术提供的技术方案如下：
[0005]目前，大多数动力着陆轨迹优化方法针对的模型都是类似于火箭一子级的三自由度(3Degree of Freedom，3DOF)质心动力学模型，在着陆过程中并未考虑姿态的变化，这是因为火箭一子级垂直动力着陆阶段姿态变化较小，通常并不需要推力参与飞行器的姿态控制，主要通过RCS和栅格舵来实现姿态的调整。但由于“星舰”式火箭末级着陆段初始姿态处于大攻角气动减速状态，所以它在最后着陆阶段需要通过发动机推力进行姿态翻转机动并完成垂直动力着陆。因此，对于这种飞行器的垂直着陆轨迹优化需要考虑推力对姿态的影响。
[0006]针对“星舰”式火箭子级动力着陆过程采用推力进行姿态翻转机动的特点，提出了一种基于改进序列凸优化的六自由度轨迹优化方法，该方法引入姿态四元数和角速度变量建立了六自由度着陆轨迹优化问题，通过凸化处理和离散化方式将非凸的轨迹优化问题转化为一系列有限维的二阶锥子问题，设计虚拟控制和动态信赖域更新策略保证二阶锥子问题的可行性和收敛性，然后通过求解一系列二阶锥子问题逐渐收敛至最优轨迹，最后以六自由度动力着陆轨迹优化方法为基础建立火箭动力软着陆滚动时域MPC(模型预测控制，Model Predictive Control)制导框架，通过仿真实验来验证建立的基于轨迹序列凸优化MPC制导方法的有效性。
[0007]具体方案如下
[0008]一种基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，包括如下步骤：
[0009]S1，引入姿态四元数和转动角速度描述火箭末级的姿态运动，建立火箭末级六自由度着陆动力学模型；
[0010]S2，以最短着陆时间为目标函数，构建满足约束条件的火箭末级六自由度动力软着陆轨迹优化模型；
[0011]S3，将步骤S2轨迹优化模型中的非凸约束通过线性化方式转化为凸约束，得到凸形式的轨迹优化模型，所述轨迹优化模型的非凸约束包括动力学方程和推力大小约束；
[0012]S4，采用一阶保持器的方法将步骤S3中凸形式的轨迹优化模型进行离散化处理，得到离散凸化模型；
[0013]S5，对步骤S3中线性化动力学方程添加动力学松弛变量，以罚函数的形式将松弛变量添加到目标函数中；
[0014]S6，设计信赖域约束限制参考轨迹的变化范围；
[0015]S7，通过初末端状态约束简单线性插值得到初始迭代参考轨迹；
[0016]S8，步骤S7中的初始迭代参考轨迹作为序列凸化的迭代初值，考虑步骤S5，S6的约束，求解步骤S4中得到的离散凸化模型；
[0017]S9，重复步骤S8迭代求解使轨迹收敛到最优轨迹，完成一个制导周期采样点的轨迹优化；
[0018]S10，将步骤S9的一个制导周期采样点的轨迹优化结果作为制导指令生成器，根据当前状态更新执行步骤S2
‑
S9，将轨迹优化结果更新最优指令，并直接用作制导信号，最终完成火箭子级姿态翻转着陆在线制导。
[0019]根据本专利技术提供的一种基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，具有以下有益效果：
[0020](1)本专利技术针对火箭末级姿态翻转着陆的特点，在传统三自由度动力着陆模型下引入姿态变量建立六自由度动力着陆轨迹优化问题，提升了任务适应性。
[0021](2)本专利技术对传统固定信赖域的序列凸化方法进行改进，设计了基于线性化误差度量的动态信赖域策略，提升了轨迹优化方法的求解效率。
[0022](3)本专利技术建立了以六自由度动力着陆轨迹优化方法为基础的模型预测制导框架，成功将在线轨迹优化方法运用于制导控制系统中，实现火箭子级姿态翻转着陆全程在线制导。
附图说明
[0023]图1为本专利技术的动力着陆示意图；
[0024]图2为本专利技术的制导方法框架结构图；
[0025]图3为本专利技术的制导方法仿真结果图，其中图3a为6DOF三维轨迹图；图3b为6DOF纵向平面轨迹投影图；图3c为位置变化曲线图；图3d为速度分量变化曲线图；图3e为推力大小变化曲线图；图3f为质量变化曲线图；图3g为速度大小变化曲线图；图3h为角速度分量变化曲线图。
具体实施方式
[0026]下面通过对本专利技术进行详细说明，本专利技术的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
[0027]在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0028]本专利技术提供了一种基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，包括如下步骤：
[0029]S1，引入姿态四元数和转动角速度描述火箭末级的姿态运动，建立火箭末级六自由度着陆动力学模型。
[0030]以目标点地面坐标系F
L
和本体坐标系F
B
为参考坐标系，描述飞行器与目标点相对位置与姿态关系，如图1所示。考虑火箭末级在最后动力着陆阶段需要通过发动机推力进行一次姿态翻转机动以实现垂直动力着陆，所以在三自由度着陆动力学模型的基础上，引入姿态四元数(q
B/L
)以及转动角速度(ω
B
)以描述箭体的姿态运动，得到的六自由度着陆动力学模型的具体形式如下：
[0031][0032]其中，m为飞行器的质量；α
m
＝1/(I
sp
g0)，I
sp
为比冲，g0为标准地球重力加速度；t为运行时刻，r
L...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，其特征在于，包括如下步骤：S1，引入姿态四元数和转动角速度描述火箭末级的姿态运动，建立火箭末级六自由度着陆动力学模型；S2，以最短着陆时间为目标函数，构建满足约束条件的火箭末级六自由度动力软着陆轨迹优化模型；S3，将步骤S2轨迹优化模型中的非凸约束通过线性化方式转化为凸约束，得到凸形式的轨迹优化模型，所述轨迹优化模型中的非凸约束包括动力学方程和推力大小约束；S4，采用一阶保持器的方法将步骤S3中凸形式的轨迹优化模型进行离散化处理，得到离散凸化模型；S5，对步骤S3中的线性化动力学方程添加动力学松弛变量，以罚函数的形式将松弛变量添加到目标函数中；S6，设计信赖域约束限制参考轨迹的变化范围；S7，通过初末端状态约束简单线性插值得到初始迭代参考轨迹；S8，步骤S7中的初始迭代参考轨迹作为序列凸化的迭代初值，考虑步骤S5，S6的约束，求解步骤S4中得到的离散凸化模型；S9，重复步骤S8迭代求解使轨迹收敛到最优轨迹，完成一个制导周期采样点的轨迹优化；S10，将步骤S9的一个制导周期采样点的轨迹优化结果作为制导指令生成器，根据当前状态更新执行步骤S2
‑
S9，利用轨迹优化结果更新最优指令，并直接用作制导信号，最终完成火箭子级姿态翻转着陆在线制导。2.根据权利要求1所述的基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，其特征在于，步骤S1中，所述六自由度着陆动力学模型表示如下：其中，m为飞行器的质量；I
sp
为比冲，g0为标准地球重力加速度；t为运行时刻，r
L
、v
L
为飞行器在目标点地面坐标系F
L
下的位置、速度矢量；D
L
＝
‑
0.5ρSC
D
||v
L
||v
L
为在目标点地面坐标系F
L
下的气动阻力，ρ大气密度，S为参考面积，C
D
为阻力系数；T
B
为在本体坐标系F
B
下的推力；ω
B
为在本体坐标系F
B
下本体坐标系F
B
相对目标点地面坐标系F
L
的角速度矢量；q
B/L
为目标点地面坐标系F
L
相对本体坐标系F
B
的单位姿态四元数；g
L
为重力矢量；r
T,B
为推力作用点到质心力矩的力臂；J
B
为惯性矩阵；C
T/B
(t)为本体坐标系F
B
到目标点地面坐标系F
L
的旋转矩阵，展开形式为：
其中，q0，q1，q2，q3为对应的姿态四元数；Ω(ω
B
)为四元数的乘法展开形式：其中，ω
B
＝[ω
Bx ω
By ω
Bz
][ζ
×
]为叉乘展开形式：其中，ζ＝[ζ
x ζ
x ζ
x
]为变量。3.根据权利要求1所述的一种基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，其特征在于，步骤S2中，所述约束条件包括：燃料约束、推力约束、斜坡角约束、倾斜角约束、角速度约束、边界约束；以最短着陆时间为轨迹优化模型的目标函数，即：t
f
为着陆时间。4.根据权利要求2所述的一种基于六自由度序列凸优化的火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法，其特征在于，步骤S3中，将动力学方程约束转化为凸约束的过程如下：定义状态变量x(t)∈R
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和控制变量u(t)∈R3；u(t)＝T
B
(t)动力学方程简写为：将时间变量t标准化为τ∈[0,1]的动力学方程可以表示为：将动力学方程在参考轨迹进行一阶泰勒展开，得到近似的线性化动力学方程；将推力大小约束转化为凸约束的...

【专利技术属性】
技术研发人员：任宽，吴胜宝，汪小卫，张烽，焉宁，李扬，刘丙利，胡冬生，张柳，张雪梅，郝宇星，邓思超，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：