[發明專利]一種基于直接法的火箭軟著陸軌跡規劃方法

有效

• 申請號: 202011483750.0
• 申請日: 2020-12-15
• 公開（公告）號: CN112629339B
• 公開（公告）日: 2021-08-03
• 發明（設計）人: 宋征宇;王聰;胡海峰;鞏慶海
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所
• 主分類號: F42B15/00
• 分類號: F42B15/00;F42B15/01;F42B10/48
• 代理公司: 北京一枝筆知識產權代理事務所(普通合伙) 11791
• 代理人: 張慶瑞

本發明提供了一種基于直接法的火箭軟著陸軌跡規劃方法，屬于運載火箭控制技術領域，包括以下步驟：根據火箭軟著陸過程建立考慮推力變化率和程序角速度的火箭動力軟著陸段運動方程；根據火箭軟著陸運動過程建立火箭動力軟著陸段狀態約束方程；根據火箭動力軟著陸段狀態約束方程和火箭動力軟著陸段運動方程建立火箭動力軟著陸段在線軌跡規劃方程；在線滾動規劃火箭著陸軌跡。本發明提供的一種基于直接法的火箭軟著陸軌跡規劃方法，提升可重復使用火箭動力軟著陸段的偏差適應能力，且規劃出的著陸軌跡更易于姿態跟蹤。

技術領域

本發明屬于運載火箭控制領域，更具體地說，是涉及一種基于直接法的火箭軟著陸軌跡規劃方法。

背景技術

可重復使用運載火箭的垂直回收技術是新一代運載火箭重要發展方向之一。為克服火箭在氣動減速段因環境不確定性造成的偏差，在動力軟著陸段根據實際飛行狀態規劃著陸軌跡是一種有效方法。

目前針對火箭動力軟著陸段的規劃方法通常以燃料最省為目標進行求解，但是以燃料最省作為目標函數求出的最優控制推力幅值指令通常具有Bang-Bang控制的特點，即發動機先以最小推力工作，然后再切換至最大推力。同時，規劃出的程序角變化率也可能超出姿態控制的跟蹤能力，使得火箭無法按照最優軌跡飛行。這類控制指令的缺陷是火箭在以最小推力工作時無法預見后續飛行過程可能存在的干擾，導致當推力調節至最大值后，火箭后續的飛行狀態將處于物理可行域的邊界，此時輕微的擾動也將導致火箭飛行狀態超出可行域，從而無法實現安全軟著陸。并且，在程序角速度較大的情況下，因姿態控制跟蹤偏差和延遲造成的影響也將逐漸累積，進一步壓縮著陸過程中的可行域。

因此，目前針對火箭動力軟著陸段的規劃方法存在對偏差和不確定性的適應的適應性較弱的問題，特別是在發動機推力調節能力有限，且其最小推力仍大于重力的大推重比條件下，火箭動力軟著陸段可行域非常狹窄。

發明內容

本發明的目的在于提供一種基于直接法的火箭軟著陸軌跡規劃方法，旨在解決目前針對火箭動力軟著陸段的規劃方法存在對偏差和不確定性的適應的適應性較弱的技術問題。

為實現上述目的，本發明采用的技術方案是：提供一種基于直接法的火箭軟著陸軌跡規劃方法，包括以下步驟：

根據火箭軟著陸過程建立考慮推力變化率和程序角速度的火箭動力軟著陸段運動方程，其中，所述火箭動力軟著陸段運動方程為

D＝0.5ρS_refC_D||V||V

其中，r＝[x,y,z]^T為位置矢量，x為火箭在x軸的位置，y為火箭在y軸的位置，z為火箭在z軸的位置，V＝[V_x,V_y,V_z]^T為速度矢量，m為火箭質量，T為發動機推力幅值，D為氣動阻力，ρ為大氣密度，S_ref為參考面積，C_D為氣動阻力系數，g為目標系下的重力加速度矢量，I_sp為發動機比沖，g₀為海平面重力加速度，ψ為偏航角，為俯仰角，ω_ψ和分別表示俯仰角速度和偏航角速度，δ_T表示發動機推力變化率；

根據火箭軟著陸運動過程建立火箭動力軟著陸段狀態約束方程，其中，所述火箭動力軟著陸段狀態約束方程包括:火箭動力軟著陸段初始狀態約束方程、火箭動力軟著陸段終端狀態約束方程和火箭動力軟著陸段過程約束方程；

根據所述火箭動力軟著陸段狀態約束方程和所述火箭動力軟著陸段運動方程建立火箭動力軟著陸段在線軌跡規劃方程；

在線滾動規劃火箭著陸軌跡。

優選地，根據火箭軟著陸過程建立考慮推力變化率和程序角速度的火箭動力軟著陸段運動方程，包括：