CN112486196B - 一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法 - Google Patents

一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法。步骤1：设置参数；所述准状态下的参数包括载荷在t1时间入轨，标准入轨点为r1；假设通过轨迹在线重规划和自适应制导，载荷在t2时间入轨，实际入轨点为r2；步骤2：定义点坐标系；坐标系原点OP为地心，xp轴在地心和目标轨道近地点连线上，指向近地点；步骤3：基于步骤1及步骤2的参数与点坐标系，再利用偏近点角φ的概念计算飞行器从r1飞到r2的时间Δt；步骤4：利用步骤1‑3与芯二级二次开机时间迭代修正法，校正卫星轨道入轨时间偏差。用以解决运载火箭应用的大推力液体火箭发动机其推力不可调节，无法准确控制入轨点，即无法对入轨位置进行约束的问题。

Description

一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法
技术领域
本发明属于飞行器轨迹优化与制导领域；具体涉及一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法。
背景技术
自上世纪50年代，苏联发射人类历史上第一颗人造地球卫星，人类的活动空间从大气层扩展到外太空，人类对宇宙空间的开发也开始快速扩展，而运载火箭技术的发展是所有空间任务进行的基础。为了将有效载荷精确送入目标轨道，运载火箭高精度制导技术一直受到国内外学者广泛关注。多年以来，摄动制导、闭路制导、迭代制导等制导方法相继提出并得到快速发展，同时，以凸优化为代表的在线轨迹规划算法也得到广泛研究，并应用于故障、目标变更等特殊状态下的制导指令计算。然而，传统的制导和轨迹规划方法仅考虑将有效载荷运送至目标轨道，而不考虑有效载荷入轨时间和位置；例如宋征宇.运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法.中国科学.2019.第49卷。针对地球同步轨道卫星运载任务等具有严格时间-位置约束的特殊任务，运载火箭制导过程中不约束有效载荷入轨时间和位置，将严重影响后续卫星的轨道转移，消耗过多推进剂，降低使用寿命。
发明内容
本发明提供了一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，用以解决运载火箭应用的大推力液体火箭发动机，其推力不可调节，无法准确控制入轨点，即无法对入轨位置进行约束的问题。针对有效载荷为地球同步轨道卫星的入轨任务，不能仅简单考虑将其送入目标轨道，必须严格约束同步卫星进入预定点上空，否则容易与其他同步轨道卫星产生信号干扰的问题。
本发明通过以下技术方案实现：
一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，所述飞行器快速轨迹优化方法包括以下步骤：
步骤1：设置参数；所述准状态下的参数包括载荷在t1时间入轨，标准入轨点为r1；假设通过轨迹在线重规划和自适应制导，载荷在t2时间入轨，实际入轨点为r2；
步骤2：定义点坐标系；坐标系原点OP为地心，xp轴在地心和目标轨道近地点连线上，指向近地点；
步骤3：基于步骤1及步骤2的参数与点坐标系，再利用偏近点角φ的概念计算飞行器从r1飞到r2需要时间Δt；
步骤4：利用步骤1-3与芯二级二次开机时间迭代修正法，校正卫星轨道入轨时间偏差。
进一步的，所述步骤1具体为，飞行器从r1自由飞行到r2需要时间为Δt，若满足
t1+Δt＝t2
则说明在t1时间于r1入轨的有效载荷，正好能够在t2时间自由飞行至r2。这种情况下，可以认为有效载荷在t2时间于r2入轨，与有效载荷在t1时间于r1入轨等价，也能够满足任务要求。
进一步的，所述步骤2具体为，若目标轨道为圆轨道，由于不存在近地点，可用升交点替换。将xp轴在目标轨道平面内沿轨道方向ωp旋转90°可得，zp轴垂直xpOpyp平面且与xp轴、yp轴构成右手坐标系。
进一步的，所述步骤3的利用偏近点角φ的概念具体为，飞行器与OXP轴的垂线与以椭圆中心为圆心，以椭圆半长轴为半径的辅助圆的焦点，和椭圆中心的连线与OXP轴的夹角，根据开普勒时间方程，以卫星在近地点飞行时间为起点，自由飞行到偏近点角为φp的时间tp为：
Figure GDA0003149508340000021
式中a，e分别为椭圆轨道半长轴和偏心率，μ为地球引力常数
进一步的，所述步骤4具体为，
步骤4.1：当重型运载火箭芯二级第一次关机后，火箭进入预定近地圆过渡轨道，该情况下可以根据入轨参数，快速预报关机滑行段轨迹
步骤4.2：当芯二级二次开机时间给定，即可根据起始参数应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并根据轨迹规划结果，计算入轨时间偏差Et；
步骤4.3：可将入轨时间偏差Et视为关机滑行段时间th的函数，并通过迭代方法，求解满足入轨时间偏差Et＝0的芯二级开机时间th。
进一步的，所述步骤4.1具体为，
步骤4.1.1：根据芯二级火箭发动机故障状态，即推力损失系数κ2，芯二级二次工作飞行段标准时间t3b，以及芯二级一次工作段结束时的飞行时间偏差Δt21，可预估滑行段开机时间
Figure GDA0003149508340000031
Figure GDA0003149508340000032
步骤4.1.2：置迭代次数k＝0
步骤4.1.3：根据式和，计算芯二级二次开机时间为
Figure GDA0003149508340000033
初始状态，应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并应用式和计算飞行时间偏差
Figure GDA0003149508340000034
步骤4.1.4：如果飞行时间偏差
Figure GDA0003149508340000035
即满足精度要求，则停止迭代，得到满足任务要求的芯二级二次开机时间
Figure GDA0003149508340000036
跳转至步骤4.1.7，否则继续步骤4.1.5
步骤4.1.5：令芯二级二次开机时间为
Figure GDA0003149508340000037
同理计算飞行时间偏差
Figure GDA0003149508340000038
步骤4.1.6：更新芯二级二次开机时间为
Figure GDA0003149508340000039
步骤4.1.7：计算结束，根据在线轨迹规划结果，得到芯二级二次开机时刻制导俯仰角、偏航角指令
Figure GDA00031495083400000310
并调整火箭姿态，保证
Figure GDA00031495083400000311
时间开机时制导指令满足要求。
本发明的有益效果是：
本发明保证有效载荷在轨运行的时间位置约束精度，为后续任务完成奠定基础。
推力损失故障状态下地球同步转移轨道(GTO)轨道运载任务，火箭飞行时间、入轨位置都会出现较大偏差，要求载荷于预定时间和预定点入轨十分困难，为此，本发明研究一种入轨约束转换方法，等价地保证载荷定时定点入轨。
附图说明
附图1是本发明的方法流程图。
附图2是本发明的偏近点角φ的原理图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
根据图1-图2所示，一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，所述飞行器快速轨迹优化方法包括以下步骤：
步骤1：设置参数；所述准状态下的参数包括载荷在t1时间入轨，标准入轨点为r1；假设通过轨迹在线重规划和自适应制导，载荷在t2时间入轨，实际入轨点为r2；
步骤2：定义点坐标系；坐标系原点OP为地心，xp轴在地心和目标轨道近地点连线上，指向近地点；
步骤3：基于步骤1及步骤2的参数与点坐标系，再利用偏近点角φ的概念计算飞行器从r1飞到r2需要时间Δt；
步骤4：利用步骤1-3与芯二级二次开机时间迭代修正方法，校正卫星轨道入轨时间偏差。
进一步的，所述步骤1具体为，飞行器从r1自由飞行到r2需要时间为Δt，若满足
t1+Δt＝t2
则说明在t1时间于r1入轨的有效载荷，正好能够在t2时间自由飞行至r2。这种情况下，可以认为有效载荷在t2时间于r2入轨，与有效载荷在t1时间于r1入轨等价，也能够满足任务要求。
进一步的，所述步骤2具体为，若目标轨道为圆轨道，由于不存在近地点，可用升交点替换。将xp轴在目标轨道平面内沿轨道方向ωp旋转90°可得，zp轴垂直xpOpyp平面且与xp轴、yp轴构成右手坐标系。
进一步的，所述步骤3的利用偏近点角φ的概念具体为，飞行器与OXP轴的垂线与以椭圆中心为圆心，以椭圆半长轴为半径的辅助圆的焦点，和椭圆中心的连线与OXP轴的夹角(如2所示)。根据开普勒时间方程，以卫星在近地点飞行时间为起点，自由飞行到偏近点角为φp的时间tp为：
Figure GDA0003149508340000041
式中a，e分别为椭圆轨道半长轴和偏心率，μ为地球引力常数
进一步的，所述步骤4具体为，
步骤4.1：当重型运载火箭芯二级第一次关机后，火箭进入预定近地圆过渡轨道，该情况下可以根据入轨参数，快速预报关机滑行段轨迹
步骤4.2：当芯二级二次开机时间给定，即可根据起始参数应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并根据轨迹规划结果，计算入轨时间偏差Et；所述运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法为本领域公知技术，再此不再赘述；
步骤4.3：可将入轨时间偏差Et视为关机滑行段时间(即芯二级二次开机时间)th的函数，并通过迭代方法，求解满足入轨时间偏差Et＝0的芯二级开机时间th
进一步的，所述步骤4.1具体为，
步骤4.1.1：根据芯二级火箭发动机故障状态，即推力损失系数κ2，芯二级二次工作飞行段标准时间t3b，以及芯二级一次工作段结束时的飞行时间偏差Δt21，可预估滑行段开机时间
Figure GDA0003149508340000051
Figure GDA0003149508340000052
步骤4.1.2：置迭代次数k＝0
步骤4.1.3：根据式和，计算芯二级二次开机时间为
Figure GDA0003149508340000053
初始状态，应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并应用式和计算飞行时间偏差
Figure GDA0003149508340000054
步骤4.1.4：如果飞行时间偏差
Figure GDA0003149508340000055
即满足精度要求，则停止迭代，得到满足任务要求的芯二级二次开机时间
Figure GDA0003149508340000056
跳转至步骤4.1.7，否则继续步骤4.1.5
步骤4.1.5：令芯二级二次开机时间为
Figure GDA0003149508340000057
同理计算飞行时间偏差
Figure GDA0003149508340000058
步骤4.1.6：更新芯二级二次开机时间为
Figure GDA0003149508340000059
步骤4.1.7：计算结束，根据在线轨迹规划结果，得到芯二级二次开机时刻制导俯仰角、偏航角指令
Figure GDA00031495083400000510
并调整火箭姿态，保证
Figure GDA00031495083400000511
时间开机时制导指令满足要求。

Claims (4)

1.一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述飞行器快速轨迹优化方法包括以下步骤：
步骤1：设置参数；准状态下的参数包括载荷在t1时间入轨，标准入轨点为r1；假设通过轨迹在线重规划和自适应制导，载荷在t2时间入轨，实际入轨点为r2；
步骤2：定义点坐标系；坐标系原点OP为地心，xp轴在地心和目标轨道近地点连线上，指向近地点；
步骤3：基于步骤1及步骤2的参数与点坐标系，再利用偏近点角φ的概念计算飞行器从r1飞到r2的时间Δt；
步骤4：利用步骤1-3与芯二级二次开机时间迭代修正法，校正卫星轨道入轨时间偏差；
所述步骤4具体为，
步骤4.1：当重型运载火箭芯二级第一次关机后，火箭进入预定近地圆过渡轨道，该情况下可以根据入轨参数，快速预报关机滑行段轨迹；
步骤4.2：当芯二级二次开机时间给定，即可根据起始参数应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并根据轨迹规划结果，计算入轨时间偏差Et；
步骤4.3：将入轨时间偏差Et视为关机滑行段时间th的函数，并通过迭代方法，求解满足入轨时间偏差Et＝0的芯二级开机时间th；
所述步骤4.1具体为，
步骤4.1.1：根据芯二级火箭发动机故障状态，即推力损失系数κ2，芯二级二次工作飞行段标准时间t3b，以及芯二级一次工作段结束时的飞行时间偏差Δt21，可预估滑行段开机时间
Figure FDA0003484169400000011
Figure FDA0003484169400000012
步骤4.1.2：置迭代次数k＝0；
步骤4.1.3：根据式和，计算芯二级二次开机时间为
Figure FDA0003484169400000013
初始状态，应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并应用式和计算飞行时间偏差
Figure FDA0003484169400000014
步骤4.1.4：如果飞行时间偏差
Figure FDA0003484169400000015
即满足精度要求，则停止迭代，得到满足任务要求的芯二级二次开机时间
Figure FDA0003484169400000021
跳转至步骤4.1.7，否则继续步骤4.1.5；
步骤4.1.5：令芯二级二次开机时间为
Figure FDA0003484169400000022
同理计算飞行时间偏差
Figure FDA0003484169400000023
步骤4.1.6：更新芯二级二次开机时间为
Figure FDA0003484169400000024
步骤4.1.7：计算结束，根据在线轨迹规划结果，得到芯二级二次开机时刻制导俯仰角、偏航角指令
Figure FDA0003484169400000025
ψ30，并调整火箭姿态，保证
Figure FDA0003484169400000026
时间开机时制导指令满足要求。
2.根据权利要求1所述一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述步骤1具体为，飞行器从r1自由飞行到r2需要时间为Δt，若满足
t1+Δt＝t2
则说明在t1时间于r1入轨的有效载荷，正好能够在t2时间自由飞行至r2；这种情况下，可以认为有效载荷在t2时间于r2入轨，与有效载荷在t1时间于r1入轨等价，也能够满足任务要求。
3.根据权利要求1所述一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述步骤2具体为，若目标轨道为圆轨道，由于不存在近地点，用升交点替换；将xp轴在目标轨道平面内沿轨道方向ωp旋转90°可得，zp轴垂直xpOpyp平面且与xp轴、yp轴构成右手坐标系。
4.根据权利要求1所述一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述步骤3的利用偏近点角φ的概念具体为，飞行器与OXP轴的垂线与以椭圆中心为圆心，以椭圆半长轴为半径的辅助圆的焦点，和椭圆中心的连线与OXP轴的夹角，根据开普勒时间方程，以卫星在近地点飞行时间为起点，自由飞行到偏近点角为φp的时间tp为：
Figure FDA0003484169400000027
式中a，e分别为椭圆轨道半长轴和偏心率，μ为地球引力常数。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113031448B (zh) * 2021-03-24 2022-03-04 西安电子科技大学 基于神经网络的飞行器上升段轨迹优化方法
CN113189870A (zh) * 2021-04-12 2021-07-30 大连理工大学 一种火箭推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹重规划方法
CN114777567B (zh) * 2022-04-22 2022-08-23 北京宇航系统工程研究所 运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6622971B1 (en) * 2001-05-22 2003-09-23 Lockheed Martin Corporation Adapter for connecting rocket stages
CN106892136A (zh) * 2017-02-16 2017-06-27 北京航天自动控制研究所 一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法
CN109656149A (zh) * 2018-12-10 2019-04-19 上海卫星装备研究所 星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统
CN109798902A (zh) * 2019-03-11 2019-05-24 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6622971B1 (en) * 2001-05-22 2003-09-23 Lockheed Martin Corporation Adapter for connecting rocket stages
CN106892136A (zh) * 2017-02-16 2017-06-27 北京航天自动控制研究所 一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法
CN109656149A (zh) * 2018-12-10 2019-04-19 上海卫星装备研究所 星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统
CN109798902A (zh) * 2019-03-11 2019-05-24 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究";韩雪颖 等;《宇航学报》;20180531;第39卷(第5期);第508-515页 *

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