一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法技术

本发明专利技术涉及一种运载火箭大气层内轨迹规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。本发明专利技术使运载火箭能够实现在大气层内故障状态下的自救，在故障情况下完成预期目标，减少经济损失和降低安全风险；提出的模型补偿序列凸规划方法能够适应复杂的大气模型，对火箭、导弹等飞行器的大气层内飞行轨迹规划具有通用性。内飞行轨迹规划具有通用性。内飞行轨迹规划具有通用性。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法


[0001]本专利技术涉及一种运载火箭大气层内轨迹规划方法，是一种基于飞行器在线自主轨迹规划方法，属航天制导控制领域。

技术介绍

[0002]传统的运载火箭，都是一次发射，起飞后不管，即起飞后如遇到发动机故障或其它意外情况，只能听天由命，不能进行轨迹自主规划，因而不具备故障挽救能力，因此在故障情况下往往会造成较大的经济损失，甚至会发生安全事故。目前已有一些针对运载火箭的轨迹规划方法，如伪谱法、直接打靶法等，但这些方法难以满足实时性要求，无法在线实现，只能通过离线方式规划弹道，然后通过远程遥控方式上传至火箭，这种方式一方面需要地面测控设备和大量技术人员支持，耗费巨大的人力物力成本，另一方面还受测控弧段和天地通讯情况的限制，当某些故障发生在测控盲区时或者出现天地通讯故障时，仍会使得火箭无法接收到地面指令而导致故障无法挽救。

技术实现思路

[0003]本专利技术所要解决的问题是：克服现有技术的不足，提出一种运载火箭大气层内在线轨迹规划方法，该方法以凸优化理论为基础，设计了模型补偿策略，能够处理大气层内的复杂气动力，从而将火箭大气层内轨迹规划问题转化为一个序列凸规划问题，当火箭出现状态参数不正常或检测到故障信息时，利用已有的凸优化算法(原始-对偶内点法)，使得箭上计算机能够在线规划新的飞行轨迹(包含自主垂直返回或进入救援轨道)，并自主控制火箭沿新的轨迹飞行。该专利技术使得运载火箭可以通过轨迹自主规划而具备故障挽救能力，在故障情况下减少经济损失和降低安全事故风险，通过自主的方式，不依赖地面设备和人员，降低了经济成本；不受测控条件限制和天地通讯条件约束，提高了任务适应能力。
[0004]本专利技术提出了基于运载火箭在线自主的大气层内轨迹规划方法，根据飞行器携带的相关传感器敏感到的自身状态参数如速度位置和动力故障参数等信息，进行在线自主判断，当状态参数与动力系统工作正常时，不进行轨迹规划，沿预先装订轨迹飞行，当状态参数不正常或检测到动力故障信息时，通过箭上计算机中的以凸优化算法为核心的轨迹规划算法，自主规划新的飞行轨迹(包含自主垂直返回或进入救援轨道)，并自主控制火箭沿新的轨迹飞行。该专利技术使得运载火箭可以通过轨迹自主规划而具备故障挽救能力，在故障情况下减少经济损失和降低安全事故风险，通过自主的方式，不依赖地面设备和人员，降低了经济成本；不受测控条件限制和天地通讯条件约束，提高了任务适应能力。
[0005]本专利技术的技术解决方案是：
[0006]一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法，当火箭出现状态参数不正常或检测到故障信息时，根据飞行任务与飞行器的气动参数特征，将火箭动力学中的非线性项(气动力加速度和重力加速度)设为线性变化的值，并将轨迹规划问题转化为一个凸规划问题；然后序列地利用前一次得到的最优轨迹补偿下一次迭代时轨迹规划问题中动力学的非线性
项，直到前后两次迭代的最优解范数之差满足一定的收敛域。通过在序列凸规划问题中增加柯西约束，保证得到的序列最优解为一组柯西序列，从而保证了该方法的收敛性。最后针对火箭上升段与着陆段的轨迹规划问题，通过仿真实验，对该算法进行了仿真验证；
[0007]详细步骤为：
[0008](1)构建运载火箭轨迹规划问题序列凸优化模型；
[0009]1)建立运动学模型
[0010]在发射点惯性坐标系下，建立火箭的运动方程为：
[0011][0012]其中r＝[x,y,z]T
为位置矢量，v＝[v
x
,v
x
,v
x
]T
为速度矢量，g＝[g
x
,g
x
,g
x
]T
为重力加速度矢量，a和n分别代表轴向力加速度和法向力加速度。Z＝ln(m),m为飞行器质量，Τ＝[T
x
,T
x
,T
x
]T
代表飞行器推力矢量。I
sp
为飞行器的比冲，g0为海平面的重力加速度大小。
[0013]2)将推力大小约束转化为凸约束；
[0014]根据节流阀的最小与最大节流程度，推力的约束范围为：
[0015]0≤T
min
≤||T(t)||≤T
max
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0016]针对上式中的推力不等式约束，利用松弛变量υ，并将控制量增广为：η＝(υ,u
Τ
)
Τ
，控制约束可以重新写为：
[0017][0018]0≤T
min
e-Z
≤υ≤T
max
e-Z
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0019]其中，下标K代表一个二阶锥：
[0020][0021]同时，代表一个二阶锥约束。
[0022]引入松弛变量υ后，约束(4)的物理含义为：通过维度扩展的方式，令原来的环形非凸约束增广为一个二阶锥约束；
[0023]对于转化后的新约束不等式(5)，可知其同样为非凸约束，本专利技术将通过序列线性化的方式对其进行处理：首先，在第一次迭代k＝1时，对式(5)进行二次逼近：
[0024][0025]通常可知，在第一次迭代时，对式(5)所进行的二次逼近是非常精确的，并且可以解析推导得到一个关于逼近误差的上界。在后续迭代中，上一次迭代[k-1] 得到的最优解可以用来逼近并凸化当前迭代[k]中的非凸控制量约束(7)。
[0026][0027]公式(8)直接采用上一次迭代的优化解作为当前迭代的近似状态量，从而将非凸控制量不等式约束通过迭代的方式进行了序列线性化，完成了控制量的凸化。具体得到的控制量集合为：
[0028][0029]上述控制量约束的凸化过程将为后续火箭轨迹的凸规划问题提供建模基础，R4代表四维空间；
[0030]3)将过程约束转化为凸约束；
[0031]动压约束：
[0032][0033]其中，H为大气密度常数，ρ为大气密度，ρ0为海平面的大气密度，h为飞行器的海拔高度。
[0034]从动压约束的数学表达式可知，飞行器所受到的动压是其高度和速度的函数，且不是凸约束，为了满足凸优化算法对凸模型的需求，利用前一次迭代得到的最优解，对动压约束进行如下近似：
[0035][0036]轴向加速度约束：
[0037]轴向加速度约束可以基于前一次迭代得到的重力加速度，写为：
[0038][0039]因此，轴向加速度约束可以简单的转化为凸约束。
[0040]弯矩约束：
[0041][0042]根据cosα＝u
T
v＝(u
x
v
x
+u
y
v
y
+u
z
v
z
)/||v||，并带入前一次迭代得到的速度，可知...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法，其特征在于：当火箭出现状态参数不正常或检测到故障信息时，根据飞行任务与飞行器的气动参数特征，将火箭动力学中的非线性项设为线性变化的值，并将轨迹规划问题转化为一个凸规划问题；然后序列地利用前一次得到的最优轨迹补偿下一次迭代时轨迹规划问题中动力学的非线性项，直到前后两次迭代的最优解范数之差满足设定的收敛域。2.根据权利要求1所述的一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法，其特征在于：火箭动力学中的非线性项包括气动力加速度和重力加速度。3.根据权利要求1或2所述的一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法，其特征在于：通过在序列凸规划问题中增加柯西约束，保证得到的序列最优解为一组柯西序列，从而保证了该方法的收敛性，最后针对火箭上升段与着陆段的轨迹规划问题。4.根据权利要求1所述的一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法，其特征在于：详细步骤包括：(1)构建运载火箭轨迹规划问题序列凸优化模型；(2)序列求解步骤(1)的非凸最优控制问题；(3)利用得到的控制指令u计算制导指令，用于控制火箭飞行。5.根据权利要求4所述的一种运载火箭的大气层内在线轨迹规划方法，其特征在于：步骤(1)包括：1)建立运动学模型在发射点惯性坐标系下，建立火箭的运动方程为：其中r＝[x,y,z]
T
为位置矢量，v＝[v
x
,v
x
,v
x
]
T
为速度矢量，g＝[g
x
,g
x
,g
x
]
T
为重力加速度矢量，a和n分别代表轴向力加速度和法向力加速度；Z＝ln(m),m为飞行器质量，Τ＝[T
x
,T
x
,T
x
]
T
代表飞行器推力矢量，I
sp
为飞行器的比冲，g0为海平面的重力加速度大小；2)将推力大小约束转化为凸约束；根据节流阀的最小与最大节流程度，推力的约束范围为：0≤T
min
≤||T(t)||≤T
max
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)利用松弛变量υ，并将控制量增广为：η＝(υ,u
Τ
)
Τ
，控制约束重新写为：0≤T
min
e-Z
≤υ≤T
max
e-Z
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)其中，下标K代表一个二阶锥：同时，代表一个二阶锥约束；
在第一次迭代k＝1时，对式(5)进行二次逼近：在上一次...

【专利技术属性】
技术研发人员：程晓明，姚寅伟，王晋麟，徐帆，柴嘉薪，陈曦，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：