【火箭】基于MATLAB ODE45求解器的粒子群方法的火箭轨迹优化

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🔥 内容介绍

火箭轨迹优化是航天任务设计的核心环节,需在满足推进系统性能、气动约束、终端状态(如入轨高度、速度)等条件下,实现燃料消耗最小化、飞行时间最短化等目标。传统解析方法难以应对火箭非线性动力学模型的复杂约束,而 “数值求解器 + 智能优化算法” 的组合方案成为主流 —— 其中,MATLAB 的 ODE45 求解器可高效计算火箭动力学方程的数值解,粒子群优化(PSO)算法能在多维解空间中快速搜索最优控制参数。本文将从动力学建模、ODE45 求解实现、PSO 算法适配、优化流程与验证四个维度,完整呈现基于 ODE45 与 PSO 的火箭轨迹优化方案。

⛳️ 运行结果

📣 部分代码

function dy1dt= stage1(t,y1)

r=y1(1); % Distance from Earth Center

v=y1(2); % velocity

gamma=y1(3); % Flight Path angle

beta=y1(4);

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% Lagrange Multipiers %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

lamda_r=y1(5);

lamda_v=y1(6);

lamda_gamma=y1(7);

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

m=y1(8); % mass

DU2m=6378.136e3; % canoncial distance unit to meter

TU2s=806.8; % canoncial time unit to time

deg2rad=pi/180; % degree to radian

T=192100/DU2m*TU2s^2; % Stage1 thrust (Newton to Canoncial)

Isp=2972/DU2m*TU2s; % Spesific thrust (N*s/kg to canoncial)

R_E=1; % Earth Radius (DU)

nu_E=1; % Earth gravitational parameter (DU^3/TU^2)

omega_E=7.292115e-5*TU2s; % Earth angular velocity (rad/TU)

h=r-R_E; % Altitude (DU)

if h<0

dmdt=-T/Isp;

drdt=0;

dvdt=0;

dgammadt=0;

dbetadt=0;

dlamda_rdt=0;

dlamda_vdt=0;

dlamda_gammadt=0;

else

h_aero=h*DU2m; % canoncial distance unit to meter for altitude

v_aero=v*DU2m/TU2s; % canoncial velocity to m/sec for velocity

alpha_deg=-10:0.5:10; % possible angle of attack values

alpha=deg2rad.*alpha_deg;

% For loop writed for calculating Aerodinamic forces and derivatives...

% for every possible angle of attack value

for i=1:length(alpha)

[L(i),D(i),dLdr(i),dDdr(i),dLdv(i),dDdv(i),dLdalpha(i),dDdalpha(i)]...

= AeroCalculation(alpha_deg(i),v_aero,h_aero);

L(i)=L(i)/DU2m*TU2s^2;

D(i)=D(i)/DU2m*TU2s^2;

dLdr(i)=dLdr(i)*TU2s^2;

dDdr(i)=dDdr(i)*TU2s^2;

dLdv(i)=dLdv(i)*TU2s;

dDdv(i)=dDdv(i)*TU2s;

dLdalpha(i)=dLdalpha(i)/DU2m*TU2s^2/deg2rad;

dDdalpha(i)=dDdalpha(i)/DU2m*TU2s^2/deg2rad;

dHdalpha(i)=abs(lamda_gamma*T/(m*v)*cos(alpha(i))-lamda_gamma*...

1/(m*v)*dLdalpha(i)-lamda_v*T/m*sin(alpha(i))-...

lamda_v/m*dDdalpha(i));

end

%Then, alpha value that caused to minimum hamiltonian function value is...

%selected and Aerodinamic forces and derivatives are selected for this...

%alpha value.

[val, idx] = min(dHdalpha);

alpha=alpha(idx);

L=L(idx); % Lift force

D=D(idx); % Drag force

dLdr=dLdr(idx); % deriv. of Lift with respect to distance from Earth center

dDdr=dDdr(idx); % deriv. of Drag with respect to distance from Earth center

dLdv=dLdv(idx); % deriv. of Lift with respect to velocity

dDdv=dDdv(idx); % deriv. of Drag with respect to velocity

dmdt=-T/Isp;

drdt=v*sin(gamma);

dvdt=T/m*cos(alpha)-nu_E/r^2*sin(gamma)-...

D/m+omega_E^2*r*sin(gamma);

dgammadt=T/(m*v)*sin(alpha)+(v/r-nu_E/(r^2*v))*...

cos(gamma)+L/(m*v)+2*omega_E+omega_E^2*r/v*...

cos(gamma);

dbetadt=v*cos(gamma)/r;

dlamda_rdt=-(-lamda_gamma*v*cos(gamma)/r^2+...

2*lamda_gamma*nu_E*cos(gamma)/(r^3*v)+...

lamda_gamma*omega_E^2*cos(gamma)/v+...

2*lamda_v*nu_E*sin(gamma)/r^3+...

lamda_v*omega_E^2*sin(gamma)+...

lamda_gamma*dLdr/(v*m)-lamda_v*dDdr/m);

dlamda_vdt=-(lamda_r*sin(gamma)-...

lamda_gamma*T*sin(alpha)/(m*v^2)+...

lamda_gamma*cos(gamma)/r+lamda_gamma*...

nu_E*cos(gamma)/(r^2*v^2)-lamda_gamma*...

omega_E^2*r*cos(gamma)/v^2+lamda_gamma*...

(dLdv/(v*m)-L/(m*v^2))-lamda_v*dDdv/m);

dlamda_gammadt=-(lamda_r*v*cos(gamma)-...

lamda_gamma*v*sin(gamma)/r+lamda_gamma*...

nu_E*sin(gamma)/(r^2*v)-lamda_gamma*...

omega_E^2*r*sin(gamma)/v-lamda_v*nu_E*cos(gamma)/r^2+...

lamda_v*omega_E^2*r*cos(gamma));

end

dy1dt=[drdt;dvdt;dgammadt;dbetadt;dlamda_rdt;...

dlamda_vdt;dlamda_gammadt;dmdt];

end

🔗 参考文献

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