基于偏置比例导引与凸优化的火箭垂直着陆制导
凸优化由于求解效率高在飞行器轨迹规划和制导中得到广泛研究应用.但是,由于火箭垂直返回制导需要考虑气动力带来的非线性,现有的凸优化求解方法或简单地采取逐次线性化近似凸化最优控制问题,经常出现收敛性问题;或需针对具体问题进行相应的系列凸化剪裁,虽然改善了收敛性,但不同模型的凸化剪裁方法差别很大,通用性较差.为此,将偏置比例导引与凸优化相结合,用以求解存在落角、落速和推力范围约束的火箭垂直返回定点软着陆制导问题.提出的制导方法将该制导问题分解为法向满足落角与落点约束的偏置比例导引,以及切向满足速度与推力约束的凸优化和滚动时域控制制导.在切向制导中,提出利用三次多项式近似飞行轨迹以方便凸优化求解,并建立剩余飞行时间的估算方法以提供给比例导引.仿真结果表明,提出的制导方法能有效满足各种约束,实现火箭精确着陆.与现有的直接采取逐次线性化近似的凸优化方法相比,提出的方法由于将制导进行切向和法向分解,大为简化了凸优化模型,显著提高了求解效率和收敛性.此外,提出的方法无需复杂繁琐的凸化处理,对于一般的推力可控且对末速存在约束的固定终端位置的制导问题皆适用.
火箭垂直着陆、偏置比例导引、凸优化、滚动时域控制、轨迹优化
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V448.133;TJ765.3(航天仪表、航天器设备、航天器制导与控制)
国防基础科研项目科学挑战计划TZ2019001
2020-06-17（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）
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