[发明专利]一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法

说明书

本发明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。

技术领域

本发明属于飞行器制导技术领域，特别涉及一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法。

背景技术

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。

发明内容

为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，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，从而完成本发明。

本发明提供的技术方案如下：

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。

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。

具体方案如下

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：

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，所述轨迹优化模型的非凸约束包括动力学方程和推力大小约束；