一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法技术

本发明专利技术公开了一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法，包括：在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程，构建一系列推力下降故障下圆轨道半长轴最大优化问题；采用自适应伪谱法离线求解圆轨道半长轴最大优化问题，采用最大最小法对故障状态最优救援轨道样本数据进行归一化处理，将所有数据规范化到[

【技术实现步骤摘要】
一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法


[0001]本专利技术涉及故障下运载火箭救援
，尤其涉及一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法。

技术介绍

[0002]发动机作为火箭动力装置，是全箭飞行可靠性及安全性的决定性因素，其可靠性关乎整个飞行任务的成败。在实际飞行任务中，运载火箭发动机故障等原因易造成推力下降，如果继续沿用标称弹道条件下的制导控制方案将难以完成任务。为了主动避免有效载荷的坠落，需要依据故障状态在线重规划救援轨道和飞行轨迹，使载荷进入救援轨道。
[0003]目前对于推力下降故障下在线救援的问题，主要的思路是基于动力学模型把救援轨道决策和轨迹优化两个问题耦合在一起在线优化[1,2]。SONG[1]提出了一种在运载火箭推力下降故障下的自主救援策略和算法，结合入轨点地心角估计、凸优化、自适应配点法等，在线为原耦合优化问题提供一个好的初值，以提高在线轨迹规划的计算效率。LI[2]为保证动力系统故障时的飞行安全，提出了一种基于凸优化的运载火箭在线轨迹优化算法，以得到一种高精度、高效率的在线轨迹优化方法。上述方法把救援轨道决策和飞行轨迹两个问题耦合在一起优化，由于救援轨道的未知，最优解的搜索空间很大，影响在线部分的计算效率。

技术实现思路

[0004]根据现有技术存在的问题，本专利技术公开了一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法，具体包括如下方式：
[0005]在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程，以不同的故障时刻、推力下降百分比设置边界条件和约束条件，构建一系列推力下降故障下圆轨道半长轴最大优化问题；
[0006]采用自适应伪谱法离线求解圆轨道半长轴最大优化问题，得到的故障状态最优救援轨道的样本集，其中样本集的输入特征为故障状态，所述故障状态包括推力故障的时刻、推力下降的大小、位置、速度和质量，其中样本集的输出特征为最优救援轨道根数，所述轨道根数包括轨道半长轴、倾角、升交点赤经；
[0007]采用最大最小法对故障状态最优救援轨道样本数据进行归一化处理，将所有数据规范化到[-1,1]之间，采用正交最小二乘法选择径向基神经网络数据中心，其中径向基函数选高斯基函数，离线训练径向基神经网络，从而建立故障状态到最优救援轨道非线性映射关系；
[0008]将径向基神经网络迁移到火箭实际飞行中，以飞行的故障状态作为输入，该径向基神经网络在线决策出救援轨道。
[0009]进一步的，构建圆轨道半长轴最大优化问题时：
[0010]设X1轴在赤道平面内指向发射时刻本初子午线方向，Z1轴垂直赤道平面指向北极，
Y1轴满足右手定则，在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程如下：
[0011][0012][0013][0014]式中r，v为运载火箭的位置、速度向量，μ＝GM为地球引力常数，m是火箭的总质量，I
sp
为火箭的发动机比冲；u＝[u
x
,u
y
,u
z
]T
为发动机的推力单位矢量分量；当发动机发生故障，推力下降的比例是η，推力大小是(1-η)T
nom
，T
nom
是发动机标称推力；
[0015]在推力下降故障情况下，发动机比冲不变，推进剂的秒耗量下降η，总飞行时间超过标称的飞行时间，假定发动机推力下降故障出现时刻为t0，运载火箭需要以t0时刻的状态为起始点优化救援轨迹，因此起始点等式约束条件表示为
[0016]x(t0)＝x0ꢀꢀ
(4)
[0017]式中，x0是起始点的状态，轨道根数与终端状态之间的非线性关系表示为
[0018][a
f
,e
f
,i
f
,Ω
f
,ω
f
]T
＝ψ(r(t
f
),v(t
f
))
ꢀꢀ
(5)
[0019]t
f
为终端时刻，a
f
,e
f
,i
f
,Ω
f
,ω
f
分别是终端轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角；
[0020]用m
f
表示剩余燃料耗尽后运载火箭与有效载荷的总质量，地球半径是R0；定义最低安全轨道高度为h
safe
，终端质量和高度应当满足：
[0021]m(t
f
)≥m
f
,h
safe
≤r(t
f
)-R0ꢀꢀ
(6)
[0022]发生推力下降故障，同等近地点高度下将载荷送入圆轨道所需能量小于椭圆轨道，因此在当前轨道面内搜寻最大高度圆轨道，将其作为救援轨道，推力下降故障下最高圆轨道的求解描述为半长轴最大优化问题：
[0023]目标函数：min J＝-a(t
f
)
[0024]边界条件：式(4)，式(6)
[0025]动力学约束：式(1)-(3)
[0026]控制约束：||u||＝1
[0027]终端约束的轨道倾角升交点赤经可以根据运载火箭当前位置确定。由于采用了上述技术方案，本专利技术提供的一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法，具有的有益效果：
[0028](1)针对运载火箭推力下降故障下的复杂的轨迹优化问题，本专利技术将其解耦为救援轨道决策与简化的轨迹优化问题。
[0029](2)径向基神经网络能够很好拟合的“救援轨道-故障状态”非线性关系，而且在线决策时间与轨迹优化时间相比几乎可以忽略。
[0030](3)本专利技术可以在线快速决策出最优救援轨道，为后续在线轨迹优化提供合理的终端约束，那么在线轨迹优化问题的复杂度也会大大降低，从而整体上提高在线救援的计算效率。
附图说明
[0031]为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0032]图1为本专利技术中救援轨道决策总体策略
[0033]图2为本专利技术中样本集产生流程图
[0034]图3为本专利技术中救援轨道决策结果
具体实施方式
[0035]为使本专利技术的技术方案和优点更加清楚，下面结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚完整的描述：
[0036]如图1所示的一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法,具体步骤如下：
[0037]S1：以两级运载火箭为研究对象，假设推力下降故障发生在二级飞行段。此时大气稀薄，可以忽略气动力影响。定义地心惯性坐标系：原点在本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭推力下降故障下基于RBFNN的救援轨道决策方法，其特征在于包括：在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程，以不同的故障时刻、推力下降百分比设置边界条件和约束条件，构建一系列推力下降故障下圆轨道半长轴最大优化问题；采用自适应伪谱法离线求解圆轨道半长轴最大优化问题，得到的故障状态最优救援轨道的样本集，其中样本集的输入特征为故障状态，所述故障状态包括推力故障的时刻、推力下降的大小、位置、速度和质量，其中样本集的输出特征为最优救援轨道根数，所述轨道根数包括轨道半长轴、倾角、升交点赤经；采用最大最小法对故障状态最优救援轨道样本数据进行归一化处理，将所有数据规范化到[-1,1]之间，采用正交最小二乘法选择径向基神经网络数据中心，其中径向基函数选高斯基函数，离线训练径向基神经网络，从而建立故障状态到最优救援轨道非线性映射关系；将径向基神经网络迁移到火箭实际飞行中，以飞行的故障状态作为输入，该径向基神经网络在线决策出救援轨道。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：构建圆轨道半长轴最大优化问题时：设X1轴在赤道平面内指向发射时刻本初子午线方向，Z1轴垂直赤道平面指向北极，Y1轴满足右手定则，在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程如下：满足右手定则，在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程如下：满足右手定则，在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程如下：式中r，v为运载火箭的位置、速度向量，μ＝GM为地球引力常数，m是火箭的总质量，I
sp
为火箭的发动机比冲；u＝[u
x
,u
y
,u
z
]
T
为发动机的推力单位矢量分量；当发动机发生故障，推力下降的比例是η，推力大小是(1-η)T
nom
，T
nom
是发动机标称推力；在推力下降故障情况下，发动机比冲不变，推进剂的秒耗量...

【专利技术属性】
技术研发人员：谭述君，何骁，张立勇，吴志刚，
申请(专利权)人：大连理工大学，
类型：发明
国别省市：