【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及数据处理领域，特别是涉及一种可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法。
技术介绍
1、动力下降制导是可重复使用火箭在大气层内完成回收着陆的一项关键技术。它需要保证在气动力和推力控制下，实现高精度的终端位置控制、速度控制和姿态控制，完成垂直定点软着陆。在线轨迹优化是实现动力下降制导的一项重要技术。
2、现有的动力下降段在线轨迹优化方法仍然存在一些问题，大部分的数值求解方法存在模型精度与求解效率相互矛盾的问题，在求解两点边值问题时，传统的扫掠法存在收敛速度慢和数值奇异的问题，且缺少对迭代收敛性的量化与分析方法。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是提供一种可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，可提高动力下降制导的精度，实现收敛性的量化与分析。
2、为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：
3、一种可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，所述方法包括：
4、获取动力下降段火箭的运动数据；所述运动数据包括：位置矢量、速度矢量、俯仰角和偏航角；
5、在惯性系下，根据所述运动数据，构建动力下降段火箭的运动方程；
6、基于推力矢量角平衡气动力矩，在二次型性能指标的控制量幅值约束控制下，对所述运动方程进行简化归一化处理，得到最优制导问题数学模型；
7、根据价值函数和所述最优制导问题数学模型，进行泰勒展开处理，得到线性时变的两点边值方程；
8、采用伪谱离散方法对所述两点边值方程进行迭
9、可选地，所述运动方程，具体包括：
10、
11、
12、
13、
14、
15、其中，r(t)为t时刻的位置矢量；为t时刻的位置矢量r(t)的一阶导数；v(t)为t时刻的速度矢量；为t时刻的速度矢量v(t)的一阶导数；g(r)为位置r处的重力加速度矢量；fa为气动力矢量；ft为发动机推力矢量；t为常值发动机标称推力；vex为常值发动机排气速度；m(t)为质量；ut(t)为t时刻的节流率；为t时刻的俯仰角；ψ(t)为t时刻的偏航角；为t时刻的俯仰角速率；ωψ(t)为t时刻的偏航角速率；ut为节流率；为俯仰角；ψ为偏航角；v为速度矢量；为质量m(t)的一阶导数；为t时刻的俯仰角的一阶导数；为t时刻的偏航角ψ(t)的一阶导数。
16、可选地，所述二次型性能指标的表达式为：
17、
18、其中，j为二次型性能指标；τ为归一化时间；a为总飞行时间；x(τ)为归一化时间τ对应的状态向量；u(τ)为归一化时间τ对应的控制向量；φ(a)为归一化后的终端性能指标；为积分性能指标；τc为当前归一化时间；l为归一化后的积分性能指标。
19、可选地，所述推力矢量角平衡气动力矩包括：火箭受到的绕yb轴的气动力矩may和火箭受到的绕zb轴的气动力矩maz；
20、其中，火箭受到的绕yb轴的气动力矩may的表达式为：
21、may＝ρ(r)||v(t)||2sreflrefcmy(α,β)/2
22、火箭受到的绕zb轴的气动力矩maz的表达式为：
23、maz＝ρ(r)||v(t)||2sreflrefcmz(α,β)/2
24、其中，lref为参考长度；cmy为yb轴的气动力矩系数；cmz为zb轴的气动力矩系数；ρ(r)为位置r处的大气密度；v(t)为t时刻的速度矢量；sref为参考面积。
25、可选地，最优制导问题数学模型，具体包括：
26、
27、
28、x(τc)＝xc
29、ψ[x(1)]＝0
30、其中，j为二次型性能指标；φ(a)为归一化后的终端性能指标；τc为当前归一化时间；l为归一化后的积分性能指标；τ为归一化时间；a为总飞行时间；x(τ)为归一化时间τ对应的状态向量；u(τ)为归一化时间τ对应的控制向量；为x(τ)的一阶导数；f[]为火箭动力学方程；x(τc)为当前时刻τc的状态量；xc为给定的当前状态量；ψ[x(1)]为终端约束。
31、可选地，所述价值函数的表达式为：
32、
33、其中，v[τ,x(τ),a]为价值函数；u(τ)为归一化时间τ对应的控制向量；τ为归一化时间；a为总飞行时间；x(τ)为归一化时间τ对应的状态向量；u(τ)为归一化时间τ对应的控制向量；φ(a)为归一化后的终端性能指标；l为归一化后的积分性能指标；s为积分变量；x(s)为积分变量s对应的状态量；u(s)为积分变量s对应的控制量。
34、可选地，所述解析制导律的表达式为：
35、u(τ)＝u0(τ)+ku(τ)x(τ)
36、a(τ)＝a0(τ)+ka(τ)x(τ)
37、其中，u(τ)为归一化时间τ对应的控制向量；τ为归一化时间；x(τ)为归一化时间τ对应的状态向量；a(τ)为归一化时间τ对应的总飞行时间；u0为控制量前馈量；a0为总飞行时间前馈量；ku为控制量反馈系数；ka为总飞行时间反馈系数。
38、可选地，所述两点边值方程，具体包括：
39、
40、
41、
42、x(τc)＝xc
43、μ(τc)＝0
44、
45、
46、
47、其中，为x(τ)的一阶导数；x(τ)为归一化时间τ对应的状态向量；a为总飞行时间；g2(τ)为求解得到的矩阵；λ(τ)为状态量对应的协态量；g4(τ)为求解得到的向量；g1(τ)为求解得到的矩阵；g1(τ)为求解得到的向量；为状态量对应的协态量的导数；g3(τ)为求解得到的矩阵；为g1(τ)的转置；g5(τ)为求解得到的向量；g2(τ)为求解得到的向量；为总飞行时间对应的协态量的导数；为g5(τ)的转置；为g4(τ)的转置；g6(τ)为求解得到的标量；g3(τ)为求解得到的标量；x(τc)为当前时刻τc的状态量；xc为给定的当前状态量；μ(τc)为当前时刻对应的协态量μ；τc为当前时刻；为泰勒展开得到的矩阵；x(1)为终端状态量；为泰勒展开得到的向量；λ(1)为终端时刻对应的协态量λ；为泰勒展开得到的矩阵；为的转置；v为终端约束对应的乘子向量；为泰勒展开得到的向量；μ(1)为终端时刻对应的协态量μ；为泰勒展开得到的标量；为泰勒展开得到的标量。
48、根据本专利技术提供的具体实施例，本专利技术公开了以下技术效果：
49、本专利技术公开一种可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，通过获取动力下降段火箭的运动数据；在惯性系下，根据运动数据构建动力下降段火箭的运动方程；基于推力矢量角平衡气动力矩，在二次型性能指标的控制量幅值约束控制下，对运本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述运动方程，具体包括：
3.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述二次型性能指标的表达式为：
4.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述推力矢量角平衡气动力矩包括：火箭受到的绕yb轴的气动力矩MAy和火箭受到的绕Zb轴的气动力矩MAz；
5.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，最优制导问题数学模型，具体包括：
6.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述价值函数的表达式为：
7.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述解析制导律的表达式为：
8.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述两点边值方程，具体包括：>...
【技术特征摘要】
1.一种可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述运动方程，具体包括：
3.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述二次型性能指标的表达式为：
4.根据权利要求1所述的可重复使用火箭动力下降段在线轨迹优化方法，其特征在于，所述推力矢量角平衡气动力矩包括：火箭受到的绕yb轴的气动力矩may和火箭受到的绕zb轴的...
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