CN110989644A - 一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法 - Google Patents
一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110989644A CN110989644A CN201911205204.8A CN201911205204A CN110989644A CN 110989644 A CN110989644 A CN 110989644A CN 201911205204 A CN201911205204 A CN 201911205204A CN 110989644 A CN110989644 A CN 110989644A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- track
- landing
- terminal
- constraint
- vertical take
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 43
- 238000005457 optimization Methods 0.000 claims abstract description 30
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 7
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 3
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 2
- 238000011160 research Methods 0.000 description 2
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
- Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
- Y02T10/40—Engine management systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明记载一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法,属于飞行器轨迹优化与制导技术领域,具体技术方案如下:一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法,包括以下步骤:步骤一:建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型;步骤二、建立终端约束模型;步骤三:对轨迹优化问题进行凸化处理;步骤四:应用原始对偶内点法对凸优化问题进行求解。本发明可应用于垂直起降飞行器返回段在线轨迹规划中,对于未来的垂直起降重复使用运载器返回着陆制导方法具有借鉴和参考价值。
Description
技术领域
本发明属于飞行器轨迹优化与制导技术领域,具体涉及一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法。
背景技术
垂直起降飞行器能够有效降低航天运载任务成本,引起了航天学者的广泛关注。近年来,美国太空探索技术公司的猎鹰9火箭多次发射与子级回收成功,子级返回技术成为了重点研究项目。为了保证子级的精确返回回收,首先应保证其返回段再入大气的精度。传统航天器制导方法一般只针对落点位置进行约束,导致速度偏差大,无法再入回收。且传统的针对入轨问题的终端约束复杂,很难实现在线快速计算。本发明针对上述问题,提出了考虑再入点约束的垂直起降重复使用运载器返回段轨迹规划方法,在简化的终端约束模型基础上,应用凸优化算法进行轨迹在线规划,同时尽量减少返回过程中的燃料消耗以提高火箭运载能力。
发明内容
本发明为了解决传统的轨迹规划与制导无法满足返回段再入落点位置与速度高精度需求的技术问题,在基于凸优化的在线轨迹规划方法框架下,解决垂直起降重复使用运载器高精度再入返回问题,提出了一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法。所采取的技术方案如下:
一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法,包括以下步骤:
步骤一:建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型;
步骤二、建立终端约束模型;
步骤三:对轨迹优化问题进行凸化处理;
步骤四:应用原始对偶内点法对凸优化问题进行求解。
进一步的,所述步骤一中,建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型的具体过程如下:针对垂直起降重复使用运载器返回段轨迹规划问题,为了节省燃料,在燃料秒耗量固定条件下,建立以时间最优为性能指标的轨迹优化模型,所述轨迹优化模型为:
min J=tf (1)
ψ(rf,Vf)=0 (5)
||u||=T (6)
其中,V为速度,r为位置,ψ为终端约束,m为质量,u为火箭发动机推力矢量,g为地球引力,T为发动机总推力,Isp为发动机比冲,g0为海平面重力加速度,J为性能指标函数,t为发动机工作时间,下标f表示终端参数值,为位置的微分量,为速度的微分量,为质量的微分量。
进一步的,步骤二中,首先,给出近焦点坐标系定义:坐标原点为地心,X方向为轨道近地点方向,Y方向在轨道平面内,为近地点处速度方向,Z方向与X、Y方向构成右手坐标系;在该坐标系下,根据子级关机位置[rfx,rfy,rfz]与速度[Vfx,Vfy,Vfz],基于椭圆轨道动力学和解析几何原理建立终端约束模型如下:
①为保证轨道平面精度,有
rfz=0 (7)
Vfz=0 (8)
②为保证子级进入预定轨道,需保证关机点位于椭圆轨道上,根据椭圆方程,有:
式中,a为轨道半长轴,b为轨道半短轴,c2=a2-b2;
③同时,还需满足速度约束和动量矩约束
rfxVfy-rfyVfx-h=0 (11)
h为标准角动量,e为轨道偏心率。
进一步的,步骤三中,对轨迹优化问题进行凸化处理,首先,将动力学模型进行离散处理,
其中,D为flip-Radau微分矩阵,f(x,u)为微分方程的右端函数,τi,(i=1,...,N)为(-1,1]区间内的配点,N为配点数量,τ0为在-1处的离散点,x为状态变量,包括位置和速度,u为控制量,即推力方向,下标0表示初始参数值。
进一步的,方程(12)可进一步凸化处理:
同时,推力约束可凸化为:
||u||≤T。 (14)
本发明有益效果:
本发明提出的一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法,首先针对垂直起降重复使用运载器返回段轨迹规划问题,建立了相应的轨迹优化模型。随后,在近焦点坐标系建立了简化的终端约束模型,为轨迹优化问题快速精确求解奠定基础。最后对轨迹规划问题进行凸化处理,并应用原始对偶内点算法进行求解。该方法可应用于垂直起降飞行器返回段在线轨迹规划中,对于未来的垂直起降重复使用运载器返回着陆制导方法具有借鉴和参考价值。
附图说明
图1是近焦点坐标系示意图;
图2是终端轨道平面示意图。
具体实施方式
下面结合附图1和2及具体实施例对本发明做进一步说明,但本发明不受实施例的限制。
实施例1:
一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法,即考虑再入点约束的垂直起降重复使用运载器返回段轨迹规划方法,包括以下步骤:
步骤一:建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型;
步骤二、建立终端约束模型;
步骤三:对轨迹优化问题进行凸化处理;
步骤四:应用原始对偶内点法对凸优化问题进行求解。
进一步地,步骤一,建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型的具体过程如下:针对垂直起降重复使用运载器返回段轨迹规划问题,为了节省燃料,在燃料秒耗量固定条件下,建立以时间最优为性能指标的轨迹优化模型,所述轨迹优化模型为:
min J=tf (1)
ψ(rf,Vf)=0 (5)
||u||=T (6)
其中,V为速度,r为位置,ψ为终端约束,m为质量,u为火箭发动机推力矢量,g为地球引力,T为发动机总推力,Isp为发动机比冲,g0为海平面重力加速度,J为性能指标函数,t为发动机工作时间,下标f表示终端参数值,为位置的微分量,为速度的微分量,为质量的微分量。
进一步地,步骤二所述建立终端约束模型过程中,为了保证返回精度,需要同时考虑子级返回再入位置以及速度约束,该约束可等价转换为入轨约束,即子级发动机工作结束时,进入标准关机点所在惯性椭圆轨道,即可保证返回再入位置以及速度精度。根据轨道动力学原理,关机点需要满足五个轨道根数约束,包括:半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经和近心点角距。然而,轨道根数的表达形式非常复杂,在轨迹规划的过程中,严重影响算法精度和收敛性。本发明研究一种基于近焦点坐标系的终端约束模型建立方法。首先,给出近交点坐标系定义:坐标原点为地心,X方向为轨道近地点方向,Y方向在轨道平面内,为近地点处速度方向,Z方向与X、Y方向构成右手坐标系。如图1所示:
在该坐标系下,可根据子级关机位置[rfx,rfy,rfz]与速度[Vfx,Vfy,Vfz],基于椭圆轨道动力学和解析几何原理建立终端约束模型如下:
①为保证轨道平面精度,有
rfz=0 (7)
Vfz=0 (8)
②为保证子级进入预定轨道,需保证关机点位于椭圆轨道上,根据椭圆方程,有:
式中,a为轨道半长轴,b为轨道半短轴,c2=a2-b2;
③同时,还需满足速度约束和动量矩约束
rfxVfy-rfyVfx-h=0 (11)
h为标准角动量,e为轨道偏心率。
进一步的,对轨迹优化问题进行凸化处理,首先,将动力学模型进行离散处理。
其中,D为flip-Radau微分矩阵,f(x,u)为微分方程的右端函数,τi,(i=1,...,N)为(-1,1]区间内的配点,N为配点数量,τ0为在-1处的离散点,x为状态变量,包括位置和速度,u为控制量,即推力方向,下标0表示初始参数值。
方程(12)可进一步凸化处理:
同时,推力约束可凸化为:
||u||≤T (14)
进一步的,应用原始对偶内点法对凸优化问题进行求解,即应用原始对偶内点法对凸化后的轨迹规划问题进行迭代求解。该方法为现有技术,本发明不再赘述。
虽然本发明已以较佳的实施例公开如上,但其并非用以限定本发明,任何熟悉此技术的人,在不脱离本发明的精神和范围内,都可以做各种改动和修饰,因此本发明的保护范围应该以权利要求书所界定的为准。
Claims (5)
1.一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤一:建立垂直起降重复使用运载器返回段轨迹优化模型;
步骤二、建立终端约束模型;
步骤三:对轨迹优化问题进行凸化处理;
步骤四:应用原始对偶内点法对凸优化问题进行求解。
3.根据权利要求1所述的一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法,其特征在于,步骤二中,首先,给出近焦点坐标系定义:坐标原点为地心,X方向为轨道近地点方向,Y方向在轨道平面内,为近地点处速度方向,Z方向与X、Y方向构成右手坐标系;在该坐标系下,根据子级关机位置[rfx,rfy,rfz]与速度[Vfx,Vfy,Vfz],基于椭圆轨道动力学和解析几何原理建立终端约束模型如下:
①为保证轨道平面精度,有
rfz=0 (7)
Vfz=0 (8)
②为保证子级进入预定轨道,需保证关机点位于椭圆轨道上,根据椭圆方程,有:
式中,a为轨道半长轴,b为轨道半短轴,c2=a2-b2;
③同时,还需满足速度约束和动量矩约束
rfxVfy-rfyVfx-h=0 (11)
h为标准角动量,e为轨道偏心率。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201911205204.8A CN110989644B (zh) | 2019-11-29 | 2019-11-29 | 一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201911205204.8A CN110989644B (zh) | 2019-11-29 | 2019-11-29 | 一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN110989644A true CN110989644A (zh) | 2020-04-10 |
CN110989644B CN110989644B (zh) | 2021-04-23 |
Family
ID=70088599
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201911205204.8A Active CN110989644B (zh) | 2019-11-29 | 2019-11-29 | 一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN110989644B (zh) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112208796A (zh) * | 2020-09-09 | 2021-01-12 | 北京航空航天大学 | 一种重力场混合线性化方法 |
CN112287560A (zh) * | 2020-11-12 | 2021-01-29 | 北京航天自动控制研究所 | 一种用于火箭在线轨迹规划的求解器设计方法 |
CN112947573A (zh) * | 2021-03-12 | 2021-06-11 | 北京理工大学 | 终端时间约束下的高超声速飞行器再入制导方法 |
CN113483764A (zh) * | 2021-07-07 | 2021-10-08 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于在线传感的智能飞行器任务路径规划方法 |
CN113483758A (zh) * | 2021-06-21 | 2021-10-08 | 北京理工大学 | 多约束行星着陆轨迹矢量规划方法 |
CN115202380A (zh) * | 2022-07-06 | 2022-10-18 | 北京理工大学 | 基于分段多项式的地外天体着陆轨迹规划方法 |
CN115421388A (zh) * | 2022-09-23 | 2022-12-02 | 南京理工大学 | 一种基于凸优化的远程导弹末级多姿态约束在线轨迹规划方法 |
CN117826616A (zh) * | 2024-03-04 | 2024-04-05 | 西北工业大学 | 一种基于序列凸优化的飞行器快速轨迹规划方法及装置 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20120053764A1 (en) * | 2010-08-30 | 2012-03-01 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Particle swarm-based micro air launch vehicle trajectory optimization method |
CN103995540A (zh) * | 2014-05-22 | 2014-08-20 | 哈尔滨工业大学 | 一种高超声速飞行器的有限时间轨迹快速生成方法 |
CN104035335A (zh) * | 2014-05-27 | 2014-09-10 | 北京航空航天大学 | 基于高精度纵、横程解析预测方法的平稳滑翔再入制导律 |
CN106020231A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于再入点参数的高超声速飞行器再入轨迹优化方法 |
CN109470252A (zh) * | 2018-10-23 | 2019-03-15 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于凸优化的垂直起降重复使用运载器快速轨迹优化方法 |
EP3506041A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Method, apparatus and spacecraft for constrained atmospheric entry |
CN109974538A (zh) * | 2019-03-25 | 2019-07-05 | 哈尔滨工业大学 | 一种垂直起降可重复使用运载器多终端约束上升段制导方法 |
-
2019
- 2019-11-29 CN CN201911205204.8A patent/CN110989644B/zh active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20120053764A1 (en) * | 2010-08-30 | 2012-03-01 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Particle swarm-based micro air launch vehicle trajectory optimization method |
CN103995540A (zh) * | 2014-05-22 | 2014-08-20 | 哈尔滨工业大学 | 一种高超声速飞行器的有限时间轨迹快速生成方法 |
CN104035335A (zh) * | 2014-05-27 | 2014-09-10 | 北京航空航天大学 | 基于高精度纵、横程解析预测方法的平稳滑翔再入制导律 |
CN106020231A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于再入点参数的高超声速飞行器再入轨迹优化方法 |
EP3506041A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Method, apparatus and spacecraft for constrained atmospheric entry |
CN109470252A (zh) * | 2018-10-23 | 2019-03-15 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于凸优化的垂直起降重复使用运载器快速轨迹优化方法 |
CN109974538A (zh) * | 2019-03-25 | 2019-07-05 | 哈尔滨工业大学 | 一种垂直起降可重复使用运载器多终端约束上升段制导方法 |
Non-Patent Citations (5)
Title |
---|
BRIESE, LALE EVRIM,等: "Advanced Modeling and Trajectory Optimization Framework for Reusable Launch Vehicles", 《IEEE AEROSPACE CONFERENCE》 * |
CHANGZHU WEI,等: "Geometry and time updaters-based arbitrary-yaw iterative explicit guidance for fixed-thrust boost back of vertical take-off/vertical landing reusable launch vehicles", 《AEROSPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY》 * |
王劲博,等: "火箭返回着陆问题高精度快速轨迹优化算法", 《控制理论与应用》 * |
王明光,等: "RLV再入轨迹机载快速优化", 《宇航学报》 * |
韦常柱,等: "垂直起降重复使用运载器返回制导与控制", 《航空学报》 * |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112208796A (zh) * | 2020-09-09 | 2021-01-12 | 北京航空航天大学 | 一种重力场混合线性化方法 |
CN112287560A (zh) * | 2020-11-12 | 2021-01-29 | 北京航天自动控制研究所 | 一种用于火箭在线轨迹规划的求解器设计方法 |
CN112947573A (zh) * | 2021-03-12 | 2021-06-11 | 北京理工大学 | 终端时间约束下的高超声速飞行器再入制导方法 |
CN112947573B (zh) * | 2021-03-12 | 2022-02-15 | 北京理工大学 | 终端时间约束下的高超声速飞行器再入制导方法 |
CN113483758A (zh) * | 2021-06-21 | 2021-10-08 | 北京理工大学 | 多约束行星着陆轨迹矢量规划方法 |
CN113483758B (zh) * | 2021-06-21 | 2023-10-20 | 北京理工大学 | 多约束行星着陆轨迹矢量规划方法 |
CN113483764A (zh) * | 2021-07-07 | 2021-10-08 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于在线传感的智能飞行器任务路径规划方法 |
CN115202380A (zh) * | 2022-07-06 | 2022-10-18 | 北京理工大学 | 基于分段多项式的地外天体着陆轨迹规划方法 |
CN115421388A (zh) * | 2022-09-23 | 2022-12-02 | 南京理工大学 | 一种基于凸优化的远程导弹末级多姿态约束在线轨迹规划方法 |
CN117826616A (zh) * | 2024-03-04 | 2024-04-05 | 西北工业大学 | 一种基于序列凸优化的飞行器快速轨迹规划方法及装置 |
CN117826616B (zh) * | 2024-03-04 | 2024-05-10 | 西北工业大学 | 一种基于序列凸优化的飞行器快速轨迹规划方法及装置 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN110989644B (zh) | 2021-04-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110989644B (zh) | 一种考虑目标点多终端约束的飞行器轨迹规划方法 | |
CN106697333B (zh) | 一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法 | |
CN112249369B (zh) | 一种火箭动力定点着陆制导方法 | |
CN103995540A (zh) | 一种高超声速飞行器的有限时间轨迹快速生成方法 | |
CN109911249B (zh) | 低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法 | |
CN102819266B (zh) | 一种拟周期j2不变相对轨道编队飞行控制方法 | |
CN112550770B (zh) | 一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法 | |
CN104345738A (zh) | 一种绳系释放稳定控制方法及电动力绳系末级离轨稳定控制方法 | |
CN104309822B (zh) | 一种基于参数优化的航天器单脉冲水滴形绕飞轨迹悬停控制方法 | |
CN109470252A (zh) | 一种基于凸优化的垂直起降重复使用运载器快速轨迹优化方法 | |
CN112395689B (zh) | 基于凸优化的火箭故障后在线重构方法 | |
Sun et al. | Roto-translational spacecraft formation control using aerodynamic forces | |
CN113343442B (zh) | 一种求解固定时间有限燃料多脉冲转移轨道的方法及*** | |
CN111444603A (zh) | 一种返回式航天器时间最短离轨轨迹快速规划方法 | |
Peng et al. | Free return orbit design and characteristics analysis for manned lunar mission | |
CN113867143A (zh) | 地外天体安全软着陆解析避障制导方法 | |
Bae et al. | Convex optimization-based entry guidance for spaceplane | |
CN114265420B (zh) | 适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法 | |
CN114117631B (zh) | 一种带有最优终端时间估计的火箭回收轨迹优化方法 | |
CN103869823B (zh) | 火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制*** | |
CN116203840A (zh) | 可重复使用运载器自适应增益调度控制方法 | |
Belokon et al. | Control of hybrid unmanned aerial vehicle motion in transitional modes | |
CN112389679A (zh) | 一种考虑多种摄动力的小卫星常值推力轨道递推方法 | |
Aprovitola et al. | Optimal design of a next generation high-lift reusable re-entry vehicle | |
Meng et al. | Coordinated approach control method of tethered space robot system |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |