CN111444603B - 一种返回式航天器时间最短离轨轨迹快速规划方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种航天器离轨轨迹规划方法,特别适用于返回式航天器的离轨轨迹规划,属于航空航天领域。本发明的方法通过建立连续推力动力学模型,实现了连续推力下轨迹规划问题,更符合航天器发动机工作情况。因为将动力学变量改为地心距,将时间变量与动力学分离,所以解决了时间最短轨迹规划困难问题。通过一系列变换将动力学方程和目标函数转为凸函数形式,因此可使用凸优化技术,极大的提高了计算效率,满足在线规划要求。
Description
技术领域
本发明涉及一种航天器离轨轨迹规划方法,特别适用于返回式航天器的离轨轨迹规划,属于航空航天领域。
背景技术
返回式航天器在航天任务中有着广泛的应用,例如返回式卫星、载人飞船、天基再入飞行器等。航天器的离轨轨迹直接决定了其再入地球大气层时的状态,进而决定了航天器的再入过程。因此,离轨轨迹的规划是保证航天器成功返回的关键问题之一。随着航天任务对航天器自主性需求日益迫切,发展满足在线计算需求的返回式航天器离轨轨迹的快速规划方法,是当前科技人员关注的热点问题之一。
在已发展的返回式航天器离轨轨迹规划方法中,在先技术[1](陈洪波,杨涤,CHENHong-bo,et al.升力式再入飞行器离轨制动研究[J].飞行力学,2006,24(2):35-39.),针对脉冲式离轨轨迹规划问题,推导了离轨速度脉冲与再入角之间的解析关系。该方法的优点是根据再入条件要求可以快速实现离轨速度脉冲和轨迹的确定,其不足是仅能适用于采用脉冲式发动机的航天器,无法解决连续推力发动机作用下的离轨轨迹规划问题。
在先技术[2](冯必鸣,聂万胜,郑刚.基于hp自适应伪谱法的可调推力最优离轨研究[J].飞行力学,2013(04):68-72+76.),针对连续推力离轨问题,提出了一种基于自适应伪谱法的离轨轨迹优化设计方法。该方法通过伪谱法对轨迹规划问题进行离散化处理,将其转化为多约束多参数的非线性规划问题,进一步采用非线性规划求解器对问题进行求解。该方法的优点是可以设计得到最优的离轨轨迹,其缺点是非线性规划问题求解复杂耗时,无法满足在线计算的要求。
发明内容
本发明的目的是为解决航天器离轨轨迹规划方法的无法适用、求解复杂耗时等问题,提供了一种基于序列凸优化的航天器离轨轨迹快速规划方法,此方法使用连续推力动力学模型,更符合实际发动机工作情况,并且能大大的提高轨迹优化效率,满足在线规划要求。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的:
一种返回式航天器时间最短离轨轨迹快速规划方法,包括如下步骤:
步骤一、变换航天器轨道动力学的自变量,从而避免了原终端时间自由导致的轨迹规划困难问题;
传统航天器的动力学模型表示为
其中,r为航天器质心和地心的距离,λ和分别为航天器在地心惯性坐标系下的经度和纬度,V为航天器速度,θ为弹道倾角(再入飞行器速度方向和当地水平面夹角),σ为弹道偏角(再入飞行器速度方向与正北夹角,顺时针为正),m为航天器质量,T为发动机提供的推力,Isp为发动机比冲,μ为地球引力常数,α为推力方向和速度方向在轨道面内的夹角,β为推力反方向与轨道平面的夹角,g0=9.80665m/s为海平面重力加速度。
将传统航天器动力学模型简写成
将航天器各状态变量微分方程通过下式变换自变量
以r为自变量的动力学模型为
步骤二、对以r为自变量的动力学模型式(4)和性能指标进行离散化处理,简化后续优化问题求解难度;
将步骤一中以r为自变量的动力学模型式(4)简写为如下形式,
其中x1,g(x1)和u分别为:
uT=[cosα,sinαcosβ,sinαsinβ] (8)
f(x1)为原动力学方程中剩余部分。则控制量由α和β变为u,根据三角函数关系,引入了新的控制约束;
其中,u1,u2和u3分别为向量u中的三个元素。
根据改进欧拉法,将简化的动力学微分方程式(5)离散化为每个离散点的状态递推方程,第i+1个点的状态递推方程式如下
建立时间最短离轨问题的性能指标为
其中,t1为航天器开始进行轨迹规划的时刻,t2为离轨段的终端时刻
性能指标为积分形式,可离散化为下式
其中,N为离散点数量,表示为
其中,r1为航天器开始进行轨迹规划时的地心距,r2为离轨段结束时的地心距。
步骤三,对离轨轨迹规划问题进行序列凸化,将离轨轨迹规划问题分解为一系列的凸优化子问题,有效提高轨迹的规划效率;
将控制约束式(9)进行放缩凸化,可得
根据泰勒展开在每个离散点上对动力学方程进行线性化
在进行泰勒展开时,需引入置信域误差,保证展开后的方程与原方程等价
对于离散化之后的性能指标式(12),令
对目标函数进行线性化可得
确定航天器初始运行状态,建立再入高度约束
r2-rh=0 (20)
其中:r2为航天器的终端高度,rh为稠密大气层的高度。
建立再入角和再入速度约束为
其中:θ2和v2分别为航天器到达再入高度的再入角和再入速度,θmin和vmax分别为再入角和再入速度的约束值。
通过凸优化求解器对上述问题求解,得到离轨时间最短轨迹对应的离轨推力控制角变化率。离轨过程中,航天器受干扰摄动偏离设计轨道时,通过本方法实时重新规划新的路径,以满足终端约束。
有益效果
本发明提供了一种基于序列凸优化的航天器离轨轨迹快速规划方法,该方法通过建立连续推力动力学模型,实现了连续推力下轨迹规划问题,更符合航天器发动机工作情况。因为将动力学变量改为地心距,将时间变量与动力学分离,所以解决了时间最短轨迹规划困难问题。通过一系列变换将动力学方程和目标函数转为凸函数形式,因此可使用凸优化技术,极大的提高了计算效率,满足在线规划要求。
附图说明
图1为本发明基于凸优化的在线离轨轨道优化方法流程图;
图2为具体实施方式中重规划求解得到的控制角α和β随高度的变化图;
图3为具体实施方式中重规划求解得到的速度v随高度的变化图;
图4为具体实施方式中重规划求解得到的倾角θ随高度的变化图。
具体实施方式
下面以地球低轨离轨轨道时间最短优化为例并结合附图对本发明的实施方式作详细说明。
再入航天器采用固定推力发动机,并具有调整推力方向能力,在距地面350km高度轨道进行离轨,飞行至300km高度时偏离原定轨道,进行轨迹重规划,以满足再入终端约束要求。
本实施例的具体步骤如下:
步骤一、变换航天器轨道动力学的自变量,从而避免了原终端时间自由导致的轨迹规划困难问题;
传统航天器的动力学模型表示为
其中,r为航天器质心和地心的距离,λ和分别为航天器在地心惯性坐标系下的经度和纬度,V为航天器速度,θ为弹道倾角(再入飞行器速度方向和当地水平面夹角),σ为弹道偏角(再入飞行器速度方向与正北夹角,顺时针为正),m为航天器质量,T为发动机提供的推力,Isp为发动机比冲,μ为地球引力常数,α为推力方向和速度方向在轨道面内的夹角,β为推力反方向与轨道平面的夹角,g0=9.80665m/s为海平面重力加速度。
将传统航天器动力学模型简写成
将航天器各状态变量微分方程通过下式变换自变量
以r为自变量的动力学模型为
步骤二、对以r为自变量的动力学模型式(4)和性能指标进行离散化处理,简化后续优化问题求解难度;
将步骤一中以r为自变量的动力学模型式(4)简写为如下形式,
其中x1,g(x1)和u分别为:
uT=[cosα,sinαcosβ,sinαsinβ] (29)
f(x1)为原动力学方程中剩余部分。则控制量由α和β变为u,根据三角函数关系,引入了新的控制约束;
其中,u1,u2和u3分别为向量u中的三个元素。
根据改进欧拉法,将简化的动力学微分方程式(5)离散化为每个离散点的状态递推方程,第i+1个点的状态递推方程式如下
建立时间最短离轨问题的性能指标为
其中,t1为航天器开始进行轨迹规划的时刻,t2为离轨段的终端时刻
性能指标为积分形式,可离散化为下式
其中,N为离散点数量,表示为
其中,r1为航天器开始进行轨迹规划时的地心距,r2为离轨段结束时的地心距。
步骤三,对离轨轨迹规划问题进行序列凸化,将离轨轨迹规划问题分解为一系列的凸优化子问题,有效提高轨迹的规划效率;
将控制约束式(9)进行放缩凸化,可得
根据泰勒展开在每个离散点上对动力学方程进行线性化
在进行泰勒展开时,需引入置信域误差,保证展开后的方程与原方程等价
对于离散化之后的性能指标式(12),令
对目标函数进行线性化可得
确定航天器初始运行状态,本例中为航天器初始轨道选定为离地面350km高,i=50°倾角轨道,发动机推力大小T=2000N,比冲Isp=300s,飞行器初始质量m0=1200kg,初始速度v0=7697m/s,初始倾角θ0=-0.5°,初始经纬度为[0°,0°]。
建立再入高度约束
r2-rh=0 (41)
其中:r2为航天器的终端高度,rh为稠密大气层的高度。本例中为为距地面70km。
建立再入角和再入速度约束为
其中:θ2和v2分别为航天器到达再入高度的再入角和再入速度,θmin和vmax分别为再入角和再入速度的约束值。
本例中再入角约束θmin=-4°,再入速度约束为vmax=7600m/s
通过凸优化求解器对上述问题求解,得到初始离轨时间最短的优化轨迹,此时离轨时间为560.46s。
假设航天器飞行至距地面300km时,检测到位置和速度与之前的优化轨迹产生3~5%偏差,此时航天器状态信息如下,质量m0=1060.6kg,速度v0=7895m/s,倾角θ0=-3.25°,经纬度为[9.17°,10.76°]。再次使用本方法进行轨迹重优化,得到后续离轨时间381.12s,重规划求解时间为1.32s,满足在线规划时间要求。
离轨推力控制角两个方向的变化曲线如图2所示,速度和倾角如图3、图4所示,可以看出终端满足约束条件。
以上所述的具体描述,对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明,所应理解的是,以上所述仅为本发明的具体实施例而已,并不用于限定本发明的保护范围,凡在本发明的精神和原则之内,所做的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (1)
1.一种返回式航天器时间最短离轨轨迹快速规划方法,其特征在于:包括如下步骤:
步骤一、变换航天器轨道动力学的自变量,从而避免了原终端时间自由导致的轨迹规划困难问题;
传统航天器的动力学模型表示为
其中,r为航天器质心和地心的距离,λ和分别为航天器在地心惯性坐标系下的经度和纬度,V为航天器速度,θ为弹道倾角,即再入飞行器速度方向和当地水平面夹角,σ为弹道偏角,即再入飞行器速度方向与正北夹角,顺时针为正,m为航天器质量,T为发动机提供的推力,Isp为发动机比冲,μ为地球引力常数,α为推力方向和速度方向在轨道面内的夹角,β为推力反方向与轨道平面的夹角,g0=9.80665m/s为海平面重力加速度;
将传统航天器动力学模型简写成
将航天器各状态变量微分方程通过下式变换自变量
以r为自变量的动力学模型为
步骤二、对以r为自变量的动力学模型式(4)和性能指标进行离散化处理,简化后续优化问题求解难度;
将步骤一中以r为自变量的动力学模型式(4)简写为如下形式,
其中x1,g(x1)和u分别为:
uT=[cosα,sinαcosβ,sinαsinβ] (8)
f(x1)为原动力学方程中剩余部分;则控制量由α和β变为u,根据三角函数关系,引入了新的控制约束;
其中,u1,u2和u3分别为向量u中的三个元素;
根据改进欧拉法,将简化的动力学微分方程式(5)离散化为每个离散点的状态递推方程,第i+1个点的状态递推方程式如下
建立时间最短离轨问题的性能指标为
其中,t1为航天器开始进行轨迹规划的时刻,t2为离轨段的终端时刻
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其中,r1为航天器开始进行轨迹规划时的地心距,r2为离轨段结束时的地心距;
步骤三,对离轨轨迹规划问题进行序列凸化,将离轨轨迹规划问题分解为一系列的凸优化子问题,有效提高轨迹的规划效率;
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对目标函数进行线性化可得
确定航天器初始运行状态,建立再入高度约束
r2-rh=0 (20)
其中:r2为航天器的终端高度,rh为稠密大气层的高度;
建立再入角和再入速度约束为
其中:θ2和v2分别为航天器到达再入高度的再入角和再入速度,θmin和vmax分别为再入角和再入速度的约束值;
通过凸优化求解器对上述问题求解,得到离轨时间最短轨迹对应的离轨推力控制角变化率;离轨过程中,航天器受干扰摄动偏离设计轨道时,通过本方法实时重新规划新的路径,以满足终端约束。
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CN110466804A (zh) * | 2019-08-30 | 2019-11-19 | 北京理工大学 | 火箭动力下降着陆过程快速轨迹优化方法 |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
Online trajectory optimization based on successive convex optimization;Chaoyue Liu等;《IEEE Xplore》;20170911;第2577-2582页 * |
基于组合算法的运载火箭一子级动力垂直回收轨迹规划;谢磊等;《控制与信息技术》;20190831(第4期);第79-84页 * |
序列凸优化的小天体附着轨迹优化;刘延杰等;《宇航学报》;20180228;第39卷(第2期);第177-183页 * |
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