一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法技术

本申请提供一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，该方法包括：将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列；根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。本申请将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段，同时考虑第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计，使得估计过程更加合理，进而提升数值重规划的收敛性和快速性。提升数值重规划的收敛性和快速性。提升数值重规划的收敛性和快速性。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法


[0001]本申请涉及运载火箭控制
，尤其涉及一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法。

技术介绍

[0002]运载火箭在从发射台上点火起飞直到将航天器送人预定轨道的过程中，分为主动段和滑行段。
[0003]主动段为火箭发动机工作期间飞行的轨道段，滑行段为发动机关机后不产生推力的轨道段，即惯性飞行段。
[0004]针对入轨级具有滑行段的运载火箭飞行任务剖面，如何提升故障适应能力成为目前研究的重点。

技术实现思路

[0005]为了解决上述技术缺陷之一，本申请提供了一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法。
[0006]本申请第一个方面，提供了一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，所述方法包括：
[0007]将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；
[0008]基于运载火箭的飞行状态确定所述第一主动段的飞行状态序列、所述滑行段的飞行状态序列、所述第二主动段的飞行状态序列；
[0009]根据所述第一主动段的飞行状态序列、所述滑行段的飞行状态序列、所述第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。
[0010]可选地，所述第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角均为常值；
[0011]所述滑行段的远地点高度为原目标轨道近地点高度；
[0012]所述第二主动段中，运载火箭推力方向在轨道面内始终与地心距方向垂直；
[0013]其中，所述运载火箭滑行至远地点时进入所述第二主动段。
[0014]可选地，基于运载火箭的飞行状态确定所述第一主动段的飞行状态序列，包括：
[0015]构建第一主动段重规划问题；所述第一主动段重规划问题包括：运动方程、初始状态、终端状态和控制量约束；
[0016]采用非线性规划方法对所述第一主动段重规划问题进行求解，得到所述第一主动段的飞行状态序列X1和控制量序列U1；
[0017]其中，U1由所述第一主动段各离散点上的控制量构成，所述第一主动段各离散点上的控制量均为
[0018]为所述第一主动段在故障时刻的俯仰程序角，ψ0为所述第一主动段在故障时刻的偏航程序角，[]T
为转置运算。
[0019]可选地，所述运动方程为：
[0020][0021]T＝I
sp
dm；
[0022][0023]其中，为求一阶导数运算符，P为位置矢量，V为速度矢量，T为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，I
sp
为发动机比冲，为所述第一主动段的俯仰程序角，ψ为所述第一主动段的偏航程序角。
[0024]可选地，所述发射惯性坐标系中，原点O在发射点，OX轴在水平面内指向发射方向，OY轴垂直发射点当地水平面指向天，OZ轴满足右手定则。
[0025]可选地，所述初始状态为：
[0026][P,V,m]T
(t0)＝[P0,V0,m0]T
；
[0027]其中，P为位置矢量，V为速度矢量，m为质量，t0为故障时刻，P0为故障时刻的位置矢量，V0为故障时刻的速度矢量，m0为故障时刻的质量。
[0028]可选地，所述终端状态为：
[0029][a
f1
，e
f1
,i
f1
,Ω
f1
,w
f1
,f
f1
]T
＝Fun
orbit
(P(t
f1
),V(t
f1
))；
[0030][0031][0032]|i
f1
‑
i
ref
|≤ε
i
,|Ω
f1
‑
Ω
ref
|≤ε
Ω
；
[0033]其中，a
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴，e
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道偏心率，i
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角，Ω
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道升交点经度，w
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角，f
f1
为所述第一主动段的终端时刻真近点角，Fun
orbit
( )为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，P(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的位置矢量，V(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的速度矢量，ha
f1
为终端时刻轨道远地点高度，r
B
为滑行轨道的远心距，R
e
为地球半径，n
T
为待求解变量，m0为故障时刻的质量，m
s
为结构质量，m
load
为有效载荷质量，V
B
为原目标轨道近地点速度，μ为地球引力常系数，I
sp
为发动机比冲，i
ref
为目标轨道的轨道倾角，ε
i
为轨道倾角偏差的最大值，Ω
ref
为目标轨道的升交点经度，ε
Ω
为升交点经度偏差的最大值。
[0034]可选地，
[0035]其中，r
A
为滑行轨道的近心距。
[0036]可选地，所述控制量约束为：
[0037][0038]其中，t为所述第一主动段的任一时刻，为所述第一主动段在t时刻的俯仰程序角，ψ(t)为所述第一主动段在t时刻的偏航程序角。
[0039]可选地，基于运载火箭的飞行状态确定所述滑行段的飞行状态序列，包括：
[0040]根据所述运载火箭进入滑行轨道时刻的终端状态，确定滑行段轨道根数；
[0041]基于所述滑行段轨道根数确定所述滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量其中，j为所述滑行段离散点标识，j＝1,
…
,N+1，N+1为所述滑行段的离散点总数量，N为所述滑行段真近点角平分的区间数量；
[0042]确定所述滑行段各离散点的时间；
[0043]根据定所述滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量所述滑行段各离散点的时间得到所述滑行段的飞行状态序列X
c
和控制量序列U
c
；
[0044]其中，U
c
由所述滑行段各离散点上的控制量构成，所述滑行段各离散点上的控制量均为0。
[0045]可选地，所述滑行段轨道根数为
[0046]其中，为所述滑行段的轨道半长轴，为本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，其特征在于，所述方法包括：将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定所述第一主动段的飞行状态序列、所述滑行段的飞行状态序列、所述第二主动段的飞行状态序列；根据所述第一主动段的飞行状态序列、所述滑行段的飞行状态序列、所述第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角均为常值；所述滑行段的远地点高度为原目标轨道近地点高度；所述第二主动段中，运载火箭推力方向在轨道面内始终与地心距方向垂直；其中，所述运载火箭滑行至远地点时进入所述第二主动段。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于运载火箭的飞行状态确定所述第一主动段的飞行状态序列，包括：构建第一主动段重规划问题；所述第一主动段重规划问题包括：运动方程、初始状态、终端状态和控制量约束；采用非线性规划方法对所述第一主动段重规划问题进行求解，得到所述第一主动段的飞行状态序列X1和控制量序列U1；其中，U1由所述第一主动段各离散点上的控制量构成，所述第一主动段各离散点上的控制量均为制量均为为所述第一主动段在故障时刻的俯仰程序角，ψ0为所述第一主动段在故障时刻的偏航程序角，[]
T
为转置运算。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述运动方程为：T＝I
sp
dm；其中，
·
为求一阶导数运算符，P为位置矢量，V为速度矢量，T为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，I
sp
为发动机比冲，为所述第一主动段的俯仰程序角，ψ为所述第一主动段的偏航程序角。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述发射惯性坐标系中，原点O在发射点，OX轴在水平面内指向发射方向，OY轴垂直发射点当地水平面指向天，OZ轴满足右手定则。6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述初始状态为：[P，V，m]
T
(t0)＝[P0，V0，m0]
T
；其中，P为位置矢量，V为速度矢量，m为质量，t0为故障时刻，P0为故障时刻的位置矢量，V0为故障时刻的速度矢量，m0为故障时刻的质量。7.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述终端状态为：[a
f1
，e
f1
，i
f1
，Ω
f1
，w
f1
，f
f1
]
T
＝Fun
orbit
(P(t
f1
)，V(t
f1
))；
ha
f1
＝r
B
‑
R
e
，，|i
f1
‑
i
ref
|≤ε
i
，|Ω
f1
‑
Ω
ref
|≤ε
Ω
；其中，a
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴，e
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道偏心率，i
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角，Ω
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道升交点经度，w
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角，f
f1
为所述第一主动段的终端时刻真近点角，Fun
orbit
()为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，P(t
f1
)为所述第一主动段...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋征宇，王聪，巩庆海，施国兴，何勇，胡海峰，
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：