[發(fā)明專利]一種基于修正牛頓法-內(nèi)點(diǎn)法的火箭軌跡規(guī)劃方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202210936631.9
• 申請日: 2022-08-05
• 公開（公告）號: CN115358117A
• 公開（公告）日: 2022-11-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張冉;李惠峰;王嘉煒
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G06F111/10;G06F119/14
• 代理公司: 北京慧泉知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

本發(fā)明提供一種基于修正牛頓法?內(nèi)點(diǎn)法的火箭軌跡規(guī)劃方法，其步驟如下：一、獲取階段時(shí)點(diǎn)的初始猜想；二、應(yīng)用階段時(shí)點(diǎn)構(gòu)建內(nèi)層子問題；三、應(yīng)用梯形法離散化內(nèi)層子問題；四、應(yīng)用內(nèi)點(diǎn)法求解離散內(nèi)層子問題；五、應(yīng)用有限差分法計(jì)算梯度信息；六、應(yīng)用修正牛頓法計(jì)算新的階段時(shí)點(diǎn)；七、輸出火箭軌跡規(guī)劃結(jié)果；通過以上步驟，得到了一種基于修正牛頓法?內(nèi)點(diǎn)法的火箭軌跡規(guī)劃方法，此方法兼具較高的可靠性和穩(wěn)定性，解決了對可靠性要求極高的場合下，如何規(guī)劃火箭軌跡這一問題；所述方法科學(xué)，工藝性好，具有廣闊推廣應(yīng)用價(jià)值。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種基于修正牛頓法-內(nèi)點(diǎn)法的火箭軌跡規(guī)劃方法，可應(yīng)用于火箭的制導(dǎo)系統(tǒng)中，屬于制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

火箭的制導(dǎo)系統(tǒng)是飛行控制系統(tǒng)的重要組件：制導(dǎo)系統(tǒng)負(fù)責(zé)調(diào)整火箭在空間中的姿態(tài)(包含俯仰與航向)，從而控制火箭的位置與速度；考慮到火箭的燃料有限且珍貴，制導(dǎo)系統(tǒng)常需采用一種火箭軌跡規(guī)劃方法，對火箭未來的位置與速度進(jìn)行預(yù)先規(guī)劃，從而節(jié)約燃料；考慮到火箭對可靠性有極高的要求，火箭的制導(dǎo)系統(tǒng)需要一種可靠、穩(wěn)定的火箭軌跡規(guī)劃方法。

火箭軌跡規(guī)劃方法需要解決如下問題：確定最優(yōu)的火箭推力方向、階段時(shí)點(diǎn)，完成位置與速度控制任務(wù)；這是一個(gè)經(jīng)典的最優(yōu)控制問題，其中，火箭推力方向、階段時(shí)點(diǎn)是兩個(gè)關(guān)鍵的優(yōu)化變量；火箭推力方向指的是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提供的推力矢量在空間中的指向，取決于火箭在空間中的姿態(tài)；階段時(shí)點(diǎn)指的是火箭各級的點(diǎn)火、熄滅、分離時(shí)間；(階段這一概念的引入是因?yàn)榛鸺话阌卸嗉墸曰鸺壽E一般需要?jiǎng)澐譃槎鄠€(gè)階段)為節(jié)約燃料，火箭軌跡規(guī)劃方法需要對火箭推力方向、階段時(shí)點(diǎn)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)；

現(xiàn)有火箭軌跡規(guī)劃方法都同時(shí)規(guī)劃火箭推力方向、階段時(shí)點(diǎn)，即同時(shí)確定兩個(gè)關(guān)鍵的優(yōu)化變量；現(xiàn)有方法可分為三類：間接打靶法、非線性規(guī)劃法、內(nèi)點(diǎn)法；第一類方法，即間接打靶法，具有較高的規(guī)劃精度，但對初始猜想有較強(qiáng)的依賴性，需要軌跡規(guī)劃方法的用戶提供較為準(zhǔn)確的初始猜想；第二類方法，即非線性規(guī)劃法，是目前主要的離線軌跡規(guī)劃方法，廣泛應(yīng)用于火箭的離線軌跡規(guī)劃軟件中；然而，非線性規(guī)劃法不能保證可靠收斂，需要設(shè)計(jì)人員依據(jù)規(guī)劃結(jié)果對方法參數(shù)進(jìn)行經(jīng)驗(yàn)性的調(diào)整；第三類方法，即內(nèi)點(diǎn)法，是目前主要的在線軌跡規(guī)劃方法，內(nèi)點(diǎn)法具有極強(qiáng)的收斂性與可靠性，且不需要用戶提供合適的初始猜想，但內(nèi)點(diǎn)法不易確定最優(yōu)的階段時(shí)點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容

(一)本發(fā)明的目的

本發(fā)明的目的是提出一種基于修正牛頓法-內(nèi)點(diǎn)法的火箭軌跡規(guī)劃方法，可應(yīng)用于火箭的制導(dǎo)系統(tǒng)中；本發(fā)明提出的火箭軌跡規(guī)劃方法嵌套應(yīng)用修正牛頓法與內(nèi)點(diǎn)法，具有內(nèi)外層結(jié)構(gòu)：外層采用修正牛頓法確定階段時(shí)點(diǎn)；內(nèi)層采用內(nèi)點(diǎn)法確定火箭推力方向；即分別(按次序)確定最優(yōu)的火箭推力方向、階段時(shí)點(diǎn)；本發(fā)明提出的火箭軌跡規(guī)劃方法兼具較高的可靠性和穩(wěn)定性，適用于對可靠性、穩(wěn)定性要求極高的火箭制導(dǎo)系統(tǒng)中；

本發(fā)明適用于求解一類具有特定形式的火箭軌跡規(guī)劃問題，如火箭上升段軌跡規(guī)劃、火箭垂直著陸軌跡規(guī)劃等問題；以數(shù)學(xué)語言表達(dá)，本發(fā)明適用于求解如下形式的火箭軌跡規(guī)劃問題：

其中，t是時(shí)間，r是火箭位置，V是火箭速度，m是火箭質(zhì)量，t₀是初始時(shí)間，r₀是初始位置，V₀是初始速度，m₀是初始質(zhì)量，F(xiàn)_k是火箭在第k階段的推力大小，R_k是火箭在第k階段的質(zhì)量流量；此外，f和g是任意線性函數(shù)，N為階段總數(shù)，u是火箭推力方向，T＝(t₁,...,t_N)是階段時(shí)點(diǎn)；火箭軌跡優(yōu)化方法需要求解上述問題，確定最優(yōu)的火箭推力方向u與階段時(shí)點(diǎn)T＝(t₁,...,t_N)；

(二)技術(shù)方案

本發(fā)明一種基于修正牛頓法-內(nèi)點(diǎn)法的火箭軌跡規(guī)劃方法，其具體步驟如下：