CN112329135B - 多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质 - Google Patents
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Abstract
本申请实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，涉及多级固体火箭制导控制技术。其中，多级固体火箭能量处理方法，包括：根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
Description
技术领域
本申请涉及多级固体火箭制导控制技术，尤其是涉及一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，可应用于多级耗尽关机固体火箭能量管理。
背景技术
多级固体火箭具有机动性强、准备时间短等特点，能够满足快速机动、快速部署和快速进入空间的需求，可以广泛应用于军事、民用以及商用的中小型卫星发射任务。
多级固体火箭由于取消了推力终止机构，无法实现制导关机，而是采用耗尽关机方案，一方面由于固体发动机能量散差大，造成关机点弹道参数散差大，大大增加了制导律设计的难度；另一方面对于不同轨道、不同载荷的发射任务，固体火箭无法通过控制发动机工作时间等方式实现轨道能量的精确匹配，进而无法实现精确入轨，给固体火箭的能量管理算法设计带来了极大的困难。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质。
本申请第一方面实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法，包括：
根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
本申请第二方面实施例提供一种多级固体火箭能量处理系统，包括：
第一处理模块，用于根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
第二处理模块，用于根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
本申请第三方面实施例提供一种终端，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
本申请第四方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
本申请实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，基于耗尽关机，通过优化发动机点火时间进行多级固体火箭能量的组分管理和能量的级间匹配，实现能量的宽范围大门限式管理，解决不同轨道高度的转移轨道设计问题；另一方面通过在线迭代计算多级固体火箭飞行的程序角，并对偏航程序角进行交变控制，实现能量的精细化控制。并通过预先建立的模型对偏航通道的交变姿态进行控制，解决固体火箭的能量管理和能量匹配问题，达到火箭精确入轨的目的。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为一示例性实施例提供的多级固体火箭能量处理方法的流程示意图；
图2为交变姿态控制能量管理的姿态角变化规律曲线示意图；
图3为姿态角速率随时间的变化规律曲线示意图；
图4为一示例性实施例提供的能量管理制导流程示意图；
图5为不同发射轨道弹道曲线；
图6为交变程序角曲线；
图7为一示例性实施例提供的多级固体火箭能量处理系统的结构框图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
多级固体火箭由于取消了推力终止机构，无法实现制导关机，而是采用耗尽关机方案，一方面由于固体发动机能量散差大，造成关机点弹道参数散差大，大大增加了制导律设计的难度；另一方面对于不同轨道、不同载荷的发射任务，固体火箭无法通过控制发动机工作时间等方式实现轨道能量的精确匹配，进而无法实现精确入轨，给固体火箭的能量管理算法设计带来了极大的困难。传统的液体火箭采用推力终止机构实现火箭关机和能量管理的方法不再适用。
本申请实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，基于耗尽关机，通过优化发动机点火时间进行多级固体火箭能量的组分管理和能量的级间匹配，实现能量的宽范围大门限式管理，解决不同轨道高度的转移轨道设计问题；另一方面通过在线迭代计算多级固体火箭飞行的程序角，并对偏航程序角进行交变控制，实现能量的精细化控制。并通过预先建立的模型对偏航通道的交变姿态进行控制，解决固体火箭的能量管理和能量匹配问题，达到火箭精确入轨的目的。
下面结合附图对本实施例提供的多级固体火箭能量处理方法的功能及实现过程进行举例说明。
如图1所示，本实施例提供的多级固体火箭能量处理方法，包括：
S101、根据多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
S102、根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
其中，在步骤S102中，目标轨道能量在目标轨道确定后是确定的。根据确定的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、目标轨道参数及预先建立的发动机点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角联合迭代模型，迭代得到发动机点火时间tsst、俯仰程序角偏航程序角曲线幅值ψ、偏航程序偏置角Δψ；根据迭代的结果确定需要消耗的多余能量，使得发动机关机点的能量与目标轨道匹配。
在步骤S101中，包括：
根据预先建立的视速度模量模型确定发动机提供的视速度模量；获取多级固体火箭的飞行状态参数；
根据视速度模量、飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值。
其中，视速度模量模型包括：
其中，WM表示视速度模量；m0表示能量管理飞行段初始质量；mf表示推进剂燃尽后的质量；Vex表示发动机喷气速度；t0表示能量管理飞行段发动机点火时间，tf表示发动机工作结束时间。
能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型包括：
其中，ψ表示能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；表示能量管理飞行段发动机标准视速度；Vk_yc表示发动机关机时刻火箭的绝对速度预测值；Vrg表示入轨绝对速度期望值；Ik_yc表示发动机关机时刻轨道倾角预测值；Irg表示入轨轨道倾角期望值。
获取多级固体火箭的飞行状态参数，包括：
以轨道高度、轨道倾角及当地弹道倾角为约束条件，根据点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角进行联合迭代，得到多级固体火箭的飞行状态参数。
其中，以轨道高度、轨道倾角及当地弹道倾角为约束条件，也即，轨道高度、轨道倾角及当地弹道倾角需满足预设的约束条件。预设的约束条件，包括：轨道高度偏差不大于预先设置的偏差值ΔH；轨道倾角偏差不大于预先设置的倾角偏差值Δi；转移轨道倾角约束：与目标轨道倾角接近，范围为imb±Δi0，其中，imb表示目标轨道倾角值；△i0表示目标轨道倾角允许偏差值。当然，约束条件并不限于此，本实施例此处只是举例说明。
根据点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角进行联合迭代，得到多级固体火箭的飞行状态参数，包括：
根据预先建立的轨道参数模型确定目标轨道参数；根据目标轨道参数及预先建立的雅克比矩阵模型确定目标轨道参数对设计变量的偏导数；
根据多级固体火箭的飞行状态确定当前轨道参数，根据多级固体火箭的飞行状态及目标轨道参数确定轨道参数偏差；
根据轨道参数偏差及目标轨道参数对设计变量的偏导数确定迭代变量的增量矩阵，根据迭代变量的增量矩阵确定当前发动机点火时间、俯仰程序角和偏航程序角指令值。
其中，轨道参数模型包括：
Ik＝arccos(sinαkcosφ)；
其中，r表示火箭地心距；a、b表示地球的长半轴和短半轴；φ表示地心纬度；Hk表示轨道高度；Ik表示轨道倾角；Θk表示绝对速度当地弹道倾角；Vk表示绝对速度；Vkax、Vkay、Vkaz分别表示绝对速度Vk在发射坐标系中的分量；αk表示绝对速度的方位角；x、y、z分别表示火箭的位置在发射坐标系中的分量；R0x、R0y、R0z分别为发射点地心矢径在发射坐标系中的分量。
雅克比矩阵模型包括：
其中，Apd表示雅可比矩阵；tsst表示发动机点火时间；ψ表示偏航程序角曲线幅值；Δψ表示偏航程序偏置角；表示动力飞行段俯仰程序角。
根据多级固体火箭的飞行状态及目标轨道参数确定轨道参数偏差，包括：
根据如下公式确定轨道参数偏差，
其中，δHk表示轨道高度偏差；δIk表示轨道倾角偏差；δΘk表示绝对速度当地弹道倾角偏差；δVk表示绝对速度偏差；Hrg表示轨道高度目标值；Irg表示轨道倾角目标值；Θrg表示绝对速度当地弹道倾角目标值；Vrg表示绝对速度目标值。
确定的迭代变量的增量矩阵包括：
其中，δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；表示俯仰程序角迭代单步增量值。
根据迭代变量的增量矩阵确定发动机点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角，包括：
根据如下迭代公式确定发动机点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角：
其中，tsst_i表示当前拍发动机点火时间迭代值；tsst_i-1表示上一拍发动机点火时间迭代值；ψi表示当前拍偏航程序角曲线幅值迭代值；ψi-1表示上一拍偏航程序角曲线幅值迭代值；Δψi表示当前拍偏航程序偏置角迭代值；Δψi-1表示上一拍偏航程序偏置角迭代值；表示当前拍俯仰程序角迭代值；/>表示上一拍俯仰程序角迭代值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；/>表示俯仰程序角迭代单步增量值；δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值。在步骤S102中，根据步骤S101确定的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、目标轨道参数及预先建立的发动机点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角联合迭代模型，迭代得到发动机点火时间tsst、俯仰程序角/>偏航程序角曲线幅值ψ、偏航程序偏置角Δψ；根据迭代的结果确定需要消耗的多余能量，使得发动机关机点的能量与目标轨道匹配。
其中，偏航通道交变姿态能量管理模型，包括：
其中，表示偏航程序角；Δψ表示根据前述迭代公式迭代得到的偏航程序偏置角；ψ表示根据前述迭代公式迭代得到的偏航程序角曲线幅值；t表示能量管理时间，零点为发动机点火时刻；t0表示能量管理开始时间，与前述迭代公式迭代得到的发动机点火时间tsst相同；t1表示偏航程序角调姿至Δψ+ψ的时间；t2表示偏航程序角负向调姿开始时间；t3表示偏航程序角负向调姿至Δψ的时间；t4表示偏航程序角调调姿至Δψ-ψ的时间；t5表示偏航程序角第二次正向调姿开始时间；t6表示偏航程序角正向调姿至Δψ的时间。
本实施例针对固体火箭耗尽关机大能量散差条件下的轨道散差控制的难题，提出的内环迭代制导算法+外环能量管理算法结合的能量管理制导方法，用于解决耗尽关机条件下的固体火箭的能量管理，实现目标轨道能量的精确匹配，提高入轨精度。
本实施例提供的基于Newton法的多维迭代制导方法，通过以Newton迭代法为基础，构建预测+校正多维迭代制导算法模型，能够在线匹配不同的轨道高度、不同载荷发射任务，大大提高了制导算法的效率和鲁棒性，且便于实现，能够解决固体火箭耗尽关机大能量散差条件下的轨道散差控制难题。
本实施例提供的基于交变姿态的能量管理方法，通过结合工程实际应用需求，构建基于时间自变量的交变姿态计算模型，通过在线辨识火箭的能量剩余情况，在线生成偏航通道交变程序角，解决了固体火箭耗尽关机大能量散差条件下的轨道散差控制难题，实现了能量的有效管理，实现目标轨道能量的精确匹配，提高了入轨精度，且便于实现。
根据图2、图3及图4所示，在具体实现时，能量管理制导流程包括：
一级动力飞行，采用攻角+重力转弯；
一级耗尽关机；
在线判断分离、起控等约束条件是否满足；若不满足，一级无动力滑行，进行动势能匹配转换，并继续判断直至分离、起控等约束条件满足；若满足，则一级分离、二级动力飞行，重力转弯+弹道主动下压；
头罩分离、二级分离约束条件满足与否在线判断；若不满足，二级无动力滑行，真空段程序角在线迭代，且继续判断直至头罩分离、二级分离约束条件满足；若满足，则头罩、二级分离；
真空段程序角在线迭代计算；
判断迭代入轨精度是否满足要求；若不满足，偏航通道交变姿态幅值、点火时间迭代，并继续进行真空段程序角在线迭代计算，直至代入轨精度满足要求；若满足，则真空段动力飞行，交变姿态机动能量管理；火箭精确入轨。
本实施例的方法，在具体实现时，需预先建立相关模型并确定相关约束条件，具体如下：
第一步，建立弹道计算模型。
为方便描述影响火箭运动的物理量，首先需建立火箭弹道计算模型，根据该火箭弹道计算模型进行弹道积分可得到火箭速度、位置等信息，进而计算火箭入轨的轨道参数。为了更好地描述火箭相对地球或地面的相对运动关系，本发明给出火箭在发射坐标系下的弹道计算模型。
其中，
x、y、z分别表示火箭的位置在发射坐标系中的分量。
分别表示火箭位置的导数在发射坐标系中的分量；
Vx、Vy、Vz，分别表示火箭的相对速度在发射坐标系中的分量；
分别表示火箭相对速度的导数在发射坐标系中的分量；
Vax、Vay、Vaz，分别表示火箭的绝对速度在发射坐标系中的分量；
分别表示火箭视速度偏导数在箭体坐标系中的分量；
gx、gy、gz，分别表示火箭收到的引力加速度在发射坐标系中的分量；
m表示火箭的质量；表示火箭的质量导数；P表示发动机推力；GB表示弹体坐标系到发射坐标系的转换矩阵；ωTz1、ωTy1分别表示箭体相对于惯性坐标系的转动角速度矢量ωT在弹体坐标系Y、Z方向的分量；x1e表示火箭质心到发动机喷管出口中心点的距离在箭体坐标系X方向的分量。；GV表示速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵；
Rx、Ry、Rz分别表示气动力在发射坐标系的投影；
Fex、Fey、Fez分别表示离心惯性力在发射坐标系下的分量；
Fkx、Fky、Fkz分别表示哥氏惯性力在发射坐标系下的分量；
R0x、R0y、R0z分别表示发射点地心矢径在发射坐标系中的分量；
ωex、ωey、ωez分别表示地球自转角速度在发射坐标系中的分量；
r表示火箭地心距；gr表示引力加速度在地心矢径r0方向上的投影；gωe表示引力加速度在地球自转ωe方向上的投影；G M表示地球引力系数；ae表示地球赤道平均半径；φ表示地心纬度；φ0表示发射点地心纬度；B0表示发射点地理纬度；A0表示发射方位角；H0表示发射点高程；J2表示二阶带谐系数。
第二步，分析并建立弹道设计约束条件。
与液体运载型号相比，多级固体火箭由于轨道机动能力弱，主动段弹道设计和能量管理设计约束较多，主要约束有：
1)射击方位角：适应安全区，并与目标轨道倾角匹配，范围为A0±ΔA；A0表示火箭发射方位角；△A表示火箭发射方位角偏差值；
2)一级分离动压：不大于预先设置的分离动压最大值Qmax1；
3)主动段最大动压：不大于预先设置的最大动压上限值Qmax2；
4)头罩分离轴向过载：不大于预先设置的轴向过载最大值Nmax；
5)轨道半长轴偏差：不大于预先设置的半长轴偏差值Δa；
6)轨道倾角偏差：不大于预先设置的倾角偏差值Δi；
7)轨道偏心率偏差：不大于预先设置的偏心率偏差值Δe；
8)姿控系统推进剂消耗：不大于预先设置的推进剂消耗量M；
9)转移轨道远地点地心距：不小于预先设置的远地点地心距离值r；
10)一级飞行段最大负攻角：不大于预先设置的最大负攻角上限值αmax；
11)转移轨道倾角约束：与目标轨道倾角接近，范围为imb±Δi0；其中，imb表示目标轨道倾角值；△i0表示目标轨道倾角允许偏差值。
上述约束中，射击方位角、一级分离动压等前9项约束为强约束，影响火箭飞行试验的成败；一级飞行段最大负攻角受限于箭体的结构强度，转移轨道倾角对后面级横向弹道及运载能力有较大的影响，为弱约束，需尽量保证。另外，上述约束条件中的具体数值，本实施例此处不做限定，具体可以根据实际需要来设置。
第三步，建立基于Newton法的迭代制导算法。
通过分析轨道参数的需求，建立制导算法与目标轨道参数之间的关系表达式。本发明针对固体火箭能量管理问题采用内环迭代制导算法+外环能量管理算法结合的创新模式，内环迭代制导以Newton法为基础，以轨道高度(或轨道半长轴)、轨道倾角和当地弹道倾角为约束，采用点火时间(或滑行时间)、俯仰程序角、偏航程序角多维变量联合迭代策略，提高算法迭代的效率。具体算法迭代过程为：
1)建议轨道参数模型；
根据火箭的位置、速度参数及迭代变量tsst_i、建立目标轨道参数与弹道设计变量计算模型，得到目标轨道参数计算公式也即轨道参数模型为：
Ik＝arccos(sinαkcosφ)；
其中，r表示火箭地心距；a、b表示地球的长半轴和短半轴；φ表示地心纬度；Hk表示轨道高度；Ik表示轨道倾角；Θk表示绝对速度当地弹道倾角；Vk表示绝对速度；Vkax、Vkay、Vkaz分别表示绝对速度Vk在发射坐标系中的分量；αk表示绝对速度的方位角；x、y、z分别表示火箭的位置在发射坐标系中的分量；R0x、R0y、R0z分别为发射点地心矢径在发射坐标系中的分量。
2)建立雅可比矩阵模型；
采用差分的方法计算得到目标轨道参数对设计变量的偏导数，通过在迭代变量tsst_i、的基础上增加小量，得到雅可比矩阵计算模型为
其中，Apd表示雅可比矩阵；tsst表示发动机点火时间；ψ表示偏航程序角曲线幅值；Δψ表示偏航程序偏置角；表示动力飞行段俯仰程序角。
3)建立基于Newton法的迭代算法；
以Newton迭代法为基础，以轨道高度、轨道倾角、当地弹道倾角、速度为终端约束目标参数，根据火箭当前的飞行状态，实时计算当前轨道参数，并与目标轨道参数对比，得到轨道参数偏差，即
其中，δHk表示轨道高度偏差；δIk表示轨道倾角偏差；δΘk表示绝对速度当地弹道倾角偏差；δVk表示绝对速度偏差；Hrg表示轨道高度目标值；Irg表示轨道倾角目标值；Θrg表示绝对速度当地弹道倾角目标值；Vrg表示绝对速度目标值。
根据轨道参数偏差和雅可比矩阵，计算迭代变量的增量矩阵，即
其中，δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；表示俯仰程序角迭代单步增量值。
为增强算法的可靠性和安全性，首先对迭代变量的单步增量值进行限幅，即
if(|δtsst|＞δtsst_lim),δtsst＝δtsst_lim·sign(δtsst)
if(|δψ|＞δψlim),δψ＝δψlim·sign(δψ)
if(|δΔψ|＞δΔψlim),δΔψ＝δΔψlim·sign(δΔψ)
其中，δtsst_lim表示发动机点火时间单步增量限幅值；δψlim表示偏航程序角曲线幅值单步增量限幅值；δΔψlim表示偏航程序偏置角单步增量限幅值；表示俯仰程序角单步增量限幅值；sign表示符号函数，即
通过对迭代变量单步增量进行限幅，得到当前拍发动机点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角，即
其中，tsst_i表示当前拍发动机点火时间迭代值；tsst_i-1表示上一拍发动机点火时间迭代值；ψi表示当前拍偏航程序角曲线幅值迭代值；ψi-1表示上一拍偏航程序角曲线幅值迭代值；Δψi表示当前拍偏航程序偏置角迭代值；Δψi-1表示上一拍偏航程序偏置角迭代值；表示当前拍俯仰程序角迭代值；/>表示上一拍俯仰程序角迭代值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；/>表示俯仰程序角迭代单步增量值；δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值。
第四步，基于交变姿态机动的能量管理方法。
多级固体火箭一二级飞行段处于稠密大气层内，一般采用摄动制导，跟踪标准程序角，横法向加导引。二级关机后，火箭已飞出大气层，可以进行大角度调姿机动飞行。
本发明在内环迭代制导算法的基础上，通过在线评估火箭的剩余能量，提出在火箭四级飞行段的偏航通道引入双向调姿机动进行能量管理，主要涉及建立视速度模量计算模型和交变姿态能量管理算法设计。
1)建立视速度模量模型；
能量管理一般真空飞行段进行，由于火箭飞行高度在100km以上，可不考虑阻力损失。发动机能提供的视速度模量可按理想速度公式计算：
WM表示视速度模量；m0表示能量管理飞行段初始质量；mf表示推进剂燃尽后的质量；Vex表示发动机喷气速度；t0表示能量管理飞行段发动机点火时间，tf表示发动机工作结束时间。
2)建立交变姿态能量管理算法；
传统交变姿态能量管理一般采用视速度为自变量进行建模，算法复杂且计算量较大。本项目结合工程实际应用需求，提出基于时间自变量的交变姿态能量管理方法，工程实现简单。
本示例中，根据固体火箭各级发动机工作时间短的特点，提出采用双向调姿的策略，首先根据火箭飞行状态，得到能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值计算模型为
；
其中，ψ0表示能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；表示能量管理飞行段发动机标准视速度；Vk_yc表示发动机关机时刻火箭的绝对速度预测值；Vrg表示入轨绝对速度期望值；Ik_yc表示发动机关机时刻轨道倾角预测值；Irg表示入轨轨道倾角期望值。其次根据发动机的工作时间，建模得到固体火箭外环交变姿态能量管理算法模型为
其中，表示偏航程序角；Δψ表示根据迭代得到的偏航程序偏置角；ψ表示根据迭代得到的偏航程序角曲线幅值；t表示能量管理时间，零点为发动机点火时刻；t0表示能量管理开始时间，与根据迭代得到的发动机点火时间tsst相同；t1表示偏航程序角调姿至Δψ+ψ的时间；t2表示偏航程序角负向调姿开始时间；t3表示偏航程序角负向调姿至Δψ的时间；t4表示偏航程序角调调姿至Δψ-ψ的时间；t5表示偏航程序角第二次正向调姿开始时间；t6表示偏航程序角正向调姿至Δψ的时间。/>
通过开展耗尽关机条件下的固体火箭迭代制导设计和交变姿态机动建模，可以实现火箭能量的有效管理和不同发射任务轨道能量的精确匹配，提高了制导算法的适应性、鲁棒性及固体火箭能量管理的精度，如图5及图6。
本实施例还提供一种多级固体火箭能量处理系统，为与前述实施例提供的方法对应的产品实施例，与前述实施例相同之处，本实施例此处不再赘述。
如图7所示，本实施例提供的多级固体火箭能量处理系统，包括：
第一处理模块11，用于根据多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
第二处理模块12，用于根据能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、目标轨道参数及预先建立的发动机点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角联合迭代模型，迭代得到发动机点火时间tsst、俯仰程序角偏航程序角曲线幅值ψ、偏航程序偏置角Δψ；根据迭代的结果确定需要消耗的剩余能量，使得发动机关机点的能量与目标轨道匹配。确定需要消耗的多余能量
在其中一种可能的实现方式中，第一处理模块11具体用于：
根据预先建立的视速度模量模型确定发动机提供的视速度模量；获取多级固体火箭的飞行状态参数；
根据视速度模量、飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值。
在其中一种可能的实现方式中，视速度模量模型包括：
其中，WM表示视速度模量；m0表示能量管理飞行段初始质量；mf表示推进剂燃尽后的质量；Vex表示发动机喷气速度；t0表示能量管理飞行段发动机点火时间，tf表示发动机工作结束时间。
在其中一种可能的实现方式中，第一处理模块11具体用于：
以轨道高度、轨道倾角及当地弹道倾角为约束条件，根据点火时间/滑行时间、俯仰程序角、偏航程序角进行联合迭代，得到多级固体火箭的飞行状态参数。
在其中一种可能的实现方式中，第一处理模块11具体用于：
根据预先建立的轨道参数模型确定目标轨道参数；根据目标轨道参数及预先建立的雅克比矩阵模型确定目标轨道参数对设计变量的偏导数；
根据多级固体火箭的飞行状态确定当前轨道参数，根据多级固体火箭的飞行状态及目标轨道参数确定轨道参数偏差；
根据轨道参数偏差及目标轨道参数对设计变量的偏导数确定迭代变量的增量矩阵，根据迭代变量的增量矩阵确定当前发动机点火时间、俯仰程序角和偏航程序角指令值。
在其中一种可能的实现方式中，轨道参数模型，包括：
/>
Ik＝arccos(sinαkcosφ)；
其中，r表示火箭地心距；a、b表示地球的长半轴和短半轴；φ表示地心纬度；Hk表示轨道高度；Ik表示轨道倾角；Θk表示绝对速度当地弹道倾角；Vk表示绝对速度；Vkax、Vkay、Vkaz分别表示绝对速度Vk在发射坐标系中的分量；αk表示绝对速度的方位角；x、y、z分别表示火箭的位置在发射坐标系中的分量；R0x、R0y、R0z分别为发射点地心矢径在发射坐标系中的分量。
在其中一种可能的实现方式中，雅克比矩阵模型，包括：
其中，Apd表示雅可比矩阵；tsst表示发动机点火时间；ψ表示偏航程序角曲线幅值；Δψ表示偏航程序偏置角；表示动力飞行段俯仰程序角。
在其中一种可能的实现方式中，第一处理模块11具体用于：
根据如下公式确定轨道参数偏差，
其中，δHk表示轨道高度偏差；δIk表示轨道倾角偏差；δΘk表示绝对速度当地弹道倾角偏差；δVk表示绝对速度偏差；Hrg表示轨道高度目标值；Irg表示轨道倾角目标值；Θrg表示绝对速度当地弹道倾角目标值；Vrg表示绝对速度目标值。
在其中一种可能的实现方式中，确定的迭代变量的增量矩阵包括：
/>
其中，δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；表示俯仰程序角迭代单步增量值。
在其中一种可能的实现方式中，第一处理模块11具体用于：
根据如下公式确定发动机点火时间、俯仰程序角和偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角，
其中，tsst_i表示当前拍发动机点火时间迭代值；tsst_i-1表示上一拍发动机点火时间迭代值；ψi表示当前拍偏航程序角曲线幅值迭代值；ψi-1表示上一拍偏航程序角曲线幅值迭代值；Δψi表示当前拍偏航程序偏置角迭代值；表示上一拍偏航程序偏置角迭代值；/>表示当前拍俯仰程序角迭代值；/>表示上一拍俯仰程序角迭代值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；/>表示俯仰程序角迭代单步增量值；δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值。
在其中一种可能的实现方式中，能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型包括：
；
其中，ψ0表示能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；表示能量管理飞行段发动机标准视速度；Vk_yc表示发动机关机时刻火箭的绝对速度预测值；Vrg表示入轨绝对速度期望值；Ik_yc表示发动机关机时刻轨道倾角预测值；Irg表示入轨轨道倾角期望值。
在其中一种可能的实现方式中，偏航通道交变姿态能量管理模型，包括：
其中，表示偏航程序角；Δψ表示根据迭代得到的偏航程序偏置角；ψ表示根据迭代得到的偏航程序角曲线幅值；t表示能量管理时间，零点为发动机点火时刻；t0表示能量管理开始时间，与根据迭代得到的发动机点火时间tsst相同；t1表示偏航程序角调姿至Δψ+ψ的时间；t2表示偏航程序角负向调姿开始时间；t3表示偏航程序角负向调姿至Δψ的时间；t4表示偏航程序角调调姿至Δψ-ψ的时间；t5表示偏航程序角第二次正向调姿开始时间；t6表示偏航程序角正向调姿至Δψ的时间。
本实施例提供一种终端设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，计算机程序存储在存储器中，并被配置为由处理器执行以实现相应的方法。其具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
存储器用于存储计算机程序，处理器在接收到执行指令后，执行计算机程序，前述相应实施例揭示的流过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器中，或者由处理器实现。
存储器可能包含高速随机存取存储器(RAM：Random Access Memory)，也可能还包括非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。存储器可通过至少一个通信接口(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。
处理器可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，实施例一揭示的方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现成可编程门阵列(FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的相应方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件单元组合执行完成。软件单元可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
本实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；计算机程序被处理器执行以相应的方法。其具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (8)
1.一种多级固体火箭能量处理方法，其特征在于，包括：
根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量；
根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值，包括：
根据预先建立的视速度模量模型确定发动机提供的视速度模量；获取所述多级固体火箭的飞行状态参数；
根据所述视速度模量、飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值计算模型包括：
其中，ψ0表示能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；表示能量管理飞行段发动机标准视速度；Vk_yc表示发动机关机时刻火箭的绝对速度预测值；Vrg表示入轨绝对速度期望值；Ik_yc表示发动机关机时刻轨道倾角预测值；Irg表示入轨轨道倾角期望值；
所述视速度模量模型包括：
其中，WM表示视速度模量；m0表示能量管理飞行段初始质量；mf表示推进剂燃尽后的质量；Vex表示发动机喷气速度；
获取所述多级固体火箭的飞行状态参数，包括：
以轨道高度、轨道倾角及当地弹道倾角为约束条件，根据点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角进行联合迭代，得到多级固体火箭的飞行状态参数；
根据点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角进行联合迭代，得到多级固体火箭的飞行状态参数，包括：
根据预先建立的轨道参数模型确定目标轨道参数；根据目标轨道参数及预先建立的雅克比矩阵模型确定目标轨道参数对设计变量的偏导数；
根据所述多级固体火箭的飞行状态确定当前轨道参数，根据所述多级固体火箭的飞行状态及目标轨道参数确定轨道参数偏差；
根据所述轨道参数偏差及目标轨道参数对设计变量的偏导数确定迭代变量的增量矩阵，根据所述迭代变量的增量矩阵确定当前发动机点火时间、俯仰程序角和偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角；
所述偏航通道交变姿态能量管理模型，包括：
其中，表示偏航程序角；Δψ表示迭代得到的偏航程序偏置角；ψ表示迭代得到的偏航程序角曲线幅值；t表示能量管理时间，零点为发动机点火时刻；t0表示能量管理开始时间，与迭代得到的发动机点火时间tsst相同；t1表示偏航程序角调姿至Δψ+ψ的时间；t2表示偏航程序角负向调姿开始时间；t3表示偏航程序角负向调姿至Δψ的时间；t4表示偏航程序角调调姿至Δψ-ψ的时间；t5表示偏航程序角第二次正向调姿开始时间；t6表示偏航程序角正向调姿至Δψ的时间。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述轨道参数模型，包括：
其中，r表示火箭地心距；a、b表示地球的长半轴和短半轴；表示地心纬度；Hk表示轨道高度；Ik表示轨道倾角；Θk表示绝对速度当地弹道倾角；Vk表示绝对速度；Vkax、Vkay、Vkaz表示绝对速度Vk在发射坐标系中的分量；αk表示绝对速度的方位角；x、y、z分别表示火箭的位置在发射坐标系中的分量；
R0x、R0y、R0z分别为发射点地心矢径在发射坐标系中的分量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述雅克比矩阵模型，包括：
其中，Apd表示雅可比矩阵；tsst表示发动机点火时间；ψ表示偏航程序角曲线幅值；Δψ表示偏航程序偏置角；表示动力飞行段俯仰程序角。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述多级固体火箭的飞行状态及目标轨道参数确定轨道参数偏差，包括：
根据如下公式确定轨道参数偏差，
其中，δHk表示轨道高度偏差；δIk表示轨道倾角偏差；δΘk表示绝对速度当地弹道倾角偏差；δVk表示绝对速度偏差；Hrg表示轨道高度目标值；Irg表示轨道倾角目标值；Θrg表示绝对速度当地弹道倾角目标值；Vrg表示绝对速度目标值。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，确定的迭代变量的增量矩阵包括：
其中，δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；表示俯仰程序角迭代单步增量值。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，根据所述迭代变量的增量矩阵确定当前发动机点火时间、俯仰程序角和偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角，包括：
根据如下公式确定发动机点火时间、俯仰程序角和偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角，
其中，tsst_i表示当前拍发动机点火时间迭代值；tsst_i-1表示上一拍发动机点火时间迭代值；ψi表示当前拍偏航程序角曲线幅值迭代值；ψi-1表示上一拍偏航程序角曲线幅值迭代值；Δψi表示当前拍偏航程序偏置角迭代值；Δψi-1表示上一拍偏航程序偏置角迭代值；表示当前拍俯仰程序角迭代值；/>表示上一拍俯仰程序角迭代值；δψ表示偏航程序角曲线幅值迭代单步增量值；δΔψ表示偏航程序偏置角迭代单步增量值；/>表示俯仰程序角迭代单步增量值；δtsst表示发动机点火时间迭代单步增量值。
7.一种终端，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-6任一项所述的方法。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-6任一项所述的方法。
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| GR01 | Patent grant | ||
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