CN112507461A - 一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，属于运载火箭控制技术领域。本发明通过根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程，全面考虑了推力调节范围对于火箭燃料消耗、偏差适应能力以及着陆终端状态要求的影响，通过求解可行域最大的理想开机速度轨迹规划问题，能够实时计算出当前位置条件下对应的动力软着陆段可行域最大的理想开机速度和理想着陆时间，通过估计火箭实际速度与理想开机速度的偏差值，在偏差值最小时，发出发动机开机指令，提升了火箭动力软着陆段的偏差适应能力，为发动机开机后的着陆过程创造良好初始接入条件。

Description

一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法

技术领域

本发明属于运载火箭控制技术领域，更具体地说，是涉及一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法。

背景技术

可重复使用运载火箭的垂直回收技术是新一代运载火箭重要发展方向之一。动力软着陆段作为着陆过程作为火箭最后一个飞行阶段，需要适应由于气动减速段环境不确定性造成的偏差。考虑动力软着陆段的燃料消耗、偏差适应能力、发动机推力调节范围、以及着陆终端状态要求，火箭在动力软着陆段的发动机开机条件是关键控制量。特别是对于大推重比火箭，在进入动力软着陆段后火箭将始终处于持续减速过程，为满足终端着陆约束，重新点火时刻的位置和速度必须与发动机推力调节范围匹配，才能找到物理上可行的飞行轨迹。

火箭通过调节发动机推力，在着陆前使推重比等于1，以安全落速实现匀速着陆。然而，目前很多现役火箭一级或助推级均只并联了少量发动机，如中国CZ-5、CZ-7火箭，欧洲Ariane 6，日本H3火箭等，一级均只配置了两台发动机。若着陆过程中关闭一台，则很难保持姿态稳定。

如果制导方法在最小推力仍大于火箭重力的大推重比条件下仍能够实现火箭定点软着陆，则可以缓解发动机深度节流的压力，使得在役火箭通过发动机节流能力的适当调整，就可以经济的升级为可重复使用运载火箭，现有的火箭动力软着陆段发动机开机方法并未考虑推力调节范围对于火箭燃料消耗、偏差适应能力以及着陆终端状态要求的影响，导致火箭在着陆过程中消耗过多的燃料，软着陆位置不精确。

发明内容

本发明的目的在于提供一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，旨在解决现有的火箭动力软着陆段发动机开机方法并未考虑推力调节范围对于火箭燃料消耗、偏差适应能力以及着陆终端状态要求的影响，导致火箭在着陆过程中消耗过多的燃料，软着陆位置不精确的问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，包括：

根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程；所述火箭动力软着陆段状态约束方程包括:火箭动力软着陆段初始状态约束方程、火箭动力软着陆段终端状态约束方程和火箭动力软着陆段过程约束方程；

根据所述火箭动力软着陆段运动方程和所述火箭动力软着陆段状态约束方程建立火箭理想开机速度轨迹规划方程；

获取火箭的当前位置和当前速度；

根据所述火箭当前位置和所述火箭理想开机速度轨迹规划方程得到火箭的当前位置理想着陆时间和当前位置理想开机速度；

根据所述当前位置理想着陆时间、所述当前位置理想开机速度以及所述当前速度确定火箭发动机开机指令。

作为本申请另一实施例，所述火箭动力软着陆段运动方程包括：

D＝0.5ρS_refC_D||V||V

其中，r＝[x,y,z]^T为位置矢量，x为火箭在x轴的位置，y为火箭在y轴的位置，z为火箭在z轴的位置，V＝[V_x,V_y,V_z]^T为速度矢量，V_x为火箭在x轴的速度，V_y为火箭在y轴的速度，V_z为火箭在z轴的速度，m为火箭质量，ψ为偏航角，

为俯仰角，ω_ψ为偏航角速度，

为俯仰角速度，T为发动机推力幅值，D为气动阻力，ρ为大气密度，S_ref为参考面积，C_D为气动阻力系数，g为重力加速度的矢量，I_sp为发动机比冲，g₀为海平面重力加速度。

作为本申请另一实施例，所述火箭动力软着陆段初始状态约束方程包括：

r₀＝r(t₀),m₀＝m(t₀).

其中，t₀表示初始点时间，r₀表示火箭初始位置，m₀表示火箭初始质量。

作为本申请另一实施例，所述火箭动力软着陆段终端状态约束方程包括：

其中，t_f表示终端时间，r_f表示火箭期望的终端位置，V_f表示火箭在终端位置期望的速度，

表示火箭在终端位置期望的俯仰角,m_min表示火箭最小质量。

作为本申请另一实施例，所述火箭动力软着陆段过程约束方程包括：

其中，T_mid表示发动机推力调节范围的中值，

为俯仰角速度的最大值，ω_ψmax为偏航角速度的最大值。

作为本申请另一实施例，所述根据所述火箭动力软着陆段运动方程和所述火箭动力软着陆段状态约束方程建立火箭理想开机速度轨迹规划方程包括：

联立所述火箭动力软着陆段运动方程和所述火箭动力软着陆段状态约束方程，同时以火箭动力软着陆段燃料最省为优化目标建立所述火箭理想开机速度轨迹规划方程；

所述火箭理想开机速度轨迹规划方程包括：

minJ＝-m(t_f)

其中，minJ＝-m(t_f)为火箭动力软着陆段燃料优化目标函数。

作为本申请另一实施例，所述根据所述当前位置理想着陆时间、所述当前位置理想开机速度以及所述当前速度确定火箭发动机开机指令包括：

获取火箭最短飞行时间；

判断所述火箭最短飞行时间是否大于或等于所述当前位置理想着陆时间，生成第一判断结果；

若所述第一判断结果为所述火箭最短飞行时间大于或等于所述当前位置理想着陆时间，则火箭发动机开机；

若所述若所述第一判断结果为所述火箭最短飞行时间小于所述当前位置理想着陆时间，则根据所述当前速度与当前位置理想开机速度确定火箭发动机开机指令。

作为本申请另一实施例，所述根据所述当前速度与当前位置理想开机速度确定火箭发动机开机指令包括：

定义开机特征量公式和火箭在上一控制周期对应的时间为t_old；所述开机特征量公式包括：

其中，ΔV_I表示开机特征量，p_x表示火箭在x轴方向上速度偏差的权重参数，p_y表示火箭在y轴方向上速度偏差的权重参数，p_z表示火箭在z轴方向上速度偏差的权重参数，V_x0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在x轴方向上的分量，V_y0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在y轴方向上的分量，V_z0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在z轴方向上的分量；

采用开机特征量公式得到火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)以及火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)；

判断所述火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)是否大于或等于所述火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，生成第二判断结果；

若所述第二判断结果为所述火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)大于或等于所述火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，则火箭发动机开机。

若所述第二判断结果为所述火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)小于所述火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，则返回所述获取火箭的当前位置和当前速度步骤。

本发明提供的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法的有益效果在于：与现有技术相比，本发明提出了通过根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程，全面考虑了推力调节范围对于火箭燃料消耗、偏差适应能力以及着陆终端状态要求的影响，为发动机开机后的着陆过程创造良好初始接入条件，进一步提升了火箭的着陆精度也节省了火箭燃料。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，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发明的一些实施例，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。

图1为本发明实施例提供的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法流程图；

图2为本发明实施例提供的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法原理图。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

请一并参阅图1、2，现对本发明提供的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法进行说明。一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，包括：

步骤1：根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程；火箭动力软着陆段状态约束方程包括:火箭动力软着陆段初始状态约束方程、火箭动力软着陆段终端状态约束方程和火箭动力软着陆段过程约束方程；

下面对这一步骤进行进一步描述如下：

定义目标坐标系，在目标坐标系下建立描述火箭动力软着陆段的运动。目标坐标系原点O在着陆点，OY轴垂直目标点当地水平面指向天，OX轴在目标点当地水平面内指向发射点，OZ轴满足右手定则。在描述动力软着陆段三自由度质心运动方程时，将火箭视为质点，考虑发动机推力、气动力以及质量变化对火箭运动过程的影响，忽略绕质心姿态运动的动态过程，认为火箭姿态能够实时响应程序角指令。定义发动机推力始终沿火箭轴向，推力矢量与OXY平面之间的夹角为偏航角ψ，推力矢量在OXY平面内的投影与OX轴之间的夹角为俯仰角

则火箭动力软着陆段运动方程如下：

D＝0.5ρS_refC_D||V||V

其中，r＝[x,y,z]^T为位置矢量，x为火箭在x轴的位置，y为火箭在y轴的位置，z为火箭在z轴的位置，V＝[V_x,V_y,V_z]^T为速度矢量，V_x为火箭在x轴的速度，V_y为火箭在y轴的速度，V_z为火箭在z轴的速度，m为火箭质量，ψ为偏航角，

为俯仰角，ω_ψ为偏航角速度，

为俯仰角速度，T为发动机推力幅值，D为气动阻力，ρ为大气密度，S_ref为参考面积，C_D为气动阻力系数，g为重力加速度的矢量(重力加速度在目标坐标系下的投影矢量)，I_sp为发动机比冲，g₀为海平面重力加速度。

初始状态约束包括位置矢量和质量等式约束，火箭动力软着陆段初始状态约束方程包括：

r₀＝r(t₀),m₀＝m(t₀). (2)

其中，t₀表示初始点时间，r₀表示火箭初始位置，m₀表示火箭初始质量。

终端状态约束包括速度、位置、姿态等式约束，以及质量不等式约束，下标f代表期望的终端状态量，t_f表示终端时间，m_min表示火箭最小质量，火箭动力软着陆段终端状态约束方程包括：

其中，t_f表示终端时间，r_f表示火箭期望的终端位置，V_f表示火箭在终端位置期望的速度，

表示火箭在终端位置期望的俯仰角,m_min表示火箭最小质量。

过程约束包括推力幅值等式约束，俯仰角速度、偏航角速度、高度和速度不等式约束，火箭动力软着陆段过程约束方程包括：

其中，T_mid表示发动机推力调节范围的中值，

为俯仰角速度的最大值，ω_ψmax为偏航角速度的最大值。高度和速度不等式约束表示火箭在着陆过程中高度不能低于目标点，且纵向速度始终向下。

步骤2：根据火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程建立火箭理想开机速度轨迹规划方程；

根据(1)-(4)中描述的约束条件，以动力软着陆段燃料最省为优化目标，构建可行域最大的理想开机速度轨迹规划问题。

具体的，联立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程，同时以火箭动力软着陆段燃料最省为优化目标建立火箭理想开机速度轨迹规划方程；

火箭理想开机速度轨迹规划方程包括：

minJ＝-m(t_f)

其中，minJ＝-m(t_f)为火箭动力软着陆段燃料优化目标函数。

步骤3：获取火箭的当前位置和当前速度；

步骤4：根据火箭当前位置和火箭理想开机速度轨迹规划方程得到火箭的当前位置理想着陆时间和当前位置理想开机速度；

在实际应用中通常利用数值优化算法(例如：内点法或序列二次规划算法)求解可行域最大的理想开机速度轨迹规划问题，可得到最优解。则最优解的终端时间为t_f ^opt，即为理想着陆时间；最优解的初始速度矢量V₀ ^opt，即为对应当前位置的理想开机速度。

步骤5：根据当前位置理想着陆时间、当前位置理想开机速度以及当前速度确定火箭发动机开机指令。

定义动力软着陆段可允许最短飞行时间为t_fmin，若t_fmin≥t_f ^opt，则发动机开机，否则评估火箭当前时刻速度与理想开机速度之间的偏差。定义开机特征量ΔV_I，用于量化火箭当前时刻速度与理想开机速度之间的偏差，具体计算方式如下，

其中p_x、p_y、p_z分别表示三个方向速度偏差的权重参数，可根据任务需求调整不同方向速度偏差占开机特征量的比重。

定义上一控制周期对应是时间为t_old，若ΔV_I(t)≥ΔV_I(t_old)，则发动机开机，否则继续在下一控制周期，继续执行步骤3-5，直至发动开机为止。

下面对这一过程进行进一步描述如下：

获取火箭最短飞行时间；

判断火箭最短飞行时间是否大于或等于当前位置理想着陆时间，生成第一判断结果；

若第一判断结果为火箭最短飞行时间大于或等于当前位置理想着陆时间，则火箭发动机开机；

若第一判断结果为火箭最短飞行时间小于当前位置理想着陆时间，则根据当前速度与当前位置理想开机速度确定火箭发动机开机指令。

定义开机特征量公式和火箭在上一控制周期对应的时间为t_old；开机特征量公式包括：

其中，ΔV_I表示开机特征量，p_x表示火箭在x轴方向上速度偏差的权重参数，p_y表示火箭在y轴方向上速度偏差的权重参数，p_z表示火箭在z轴方向上速度偏差的权重参数，V_x0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在x轴方向上的分量，V_y0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在y轴方向上的分量，V_z0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在z轴方向上的分量；

采用开机特征量公式得到火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)以及火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)；

判断火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)是否大于或等于火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，生成第二判断结果；

若第二判断结果为火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)大于或等于火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，则火箭发动机开机。

若第二判断结果为火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)小于火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，则返回获取火箭的当前位置和当前速度步骤。

本发明提供的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法的有益效果在于：与现有技术相比，本发明提出了通过根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程，全面考虑了推力调节范围对于火箭燃料消耗、偏差适应能力以及着陆终端状态要求的影响，通过求解可行域最大的理想开机速度轨迹规划问题，能够实时计算出当前位置条件下对应的动力软着陆段可行域最大的理想开机速度和理想着陆时间，通过估计火箭实际速度与理想开机速度的偏差值，在偏差值最小时，发出发动机开机指令，提升了火箭动力软着陆段的偏差适应能力，为发动机开机后的着陆过程创造良好初始接入条件，也大大节省了火箭燃料的消耗。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在于，包括：

根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段运动方程和火箭动力软着陆段状态约束方程；所述火箭动力软着陆段状态约束方程包括:火箭动力软着陆段初始状态约束方程、火箭动力软着陆段终端状态约束方程和火箭动力软着陆段过程约束方程；

根据所述火箭动力软着陆段运动方程和所述火箭动力软着陆段状态约束方程建立火箭理想开机速度轨迹规划方程；

获取火箭的当前位置和当前速度；

根据所述火箭当前位置和所述火箭理想开机速度轨迹规划方程得到火箭的当前位置理想着陆时间和当前位置理想开机速度；

根据所述当前位置理想着陆时间、所述当前位置理想开机速度以及所述当前速度确定火箭发动机开机指令。

2.如权利要求1所述的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在于，所述火箭动力软着陆段运动方程包括：

D＝0.5ρS_refC_D||V||V

其中，r＝[x,y,z]^T为位置矢量，x为火箭在x轴的位置，y为火箭在y轴的位置，z为火箭在z轴的位置，V＝[V_x,V_y,V_z]^T为速度矢量，V_x为火箭在x轴的速度，V_y为火箭在y轴的速度，V_z为火箭在z轴的速度，m为火箭质量，ψ为偏航角，

为俯仰角，ω_ψ为偏航角速度，

为俯仰角速度，T为发动机推力幅值，D为气动阻力，ρ为大气密度，S_ref为参考面积，C_D为气动阻力系数，g为重力加速度的矢量，I_sp为发动机比冲，g₀为海平面重力加速度。

3.如权利要求1所述的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在于，所述火箭动力软着陆段初始状态约束方程包括：

r₀＝r(t₀),m₀＝m(t₀).

其中，t₀表示初始点时间，r₀表示火箭初始位置，m₀表示火箭初始质量。

4.如权利要求1所述的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在，所述火箭动力软着陆段终端状态约束方程包括：

r(t_f)＝r_f,V(t_f)＝V_f,

m(t_f)≥m_min.

其中，t_f表示终端时间，r_f表示火箭期望的终端位置，V_f表示火箭在终端位置期望的速度，

表示火箭在终端位置期望的俯仰角,m_min表示火箭最小质量。

5.如权利要求1所述的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在于，所述火箭动力软着陆段过程约束方程包括：

其中，T_mid表示发动机推力调节范围的中值，

为俯仰角速度的最大值，ω_ψmax为偏航角速度的最大值。

6.如权利要求2-5任意一项所述的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在于，所述根据所述火箭动力软着陆段运动方程和所述火箭动力软着陆段状态约束方程建立火箭理想开机速度轨迹规划方程包括：

联立所述火箭动力软着陆段运动方程和所述火箭动力软着陆段状态约束方程，同时以火箭动力软着陆段燃料最省为优化目标建立所述火箭理想开机速度轨迹规划方程；

所述火箭理想开机速度轨迹规划方程包括：

minJ＝-m(t_f)

D＝0.5ρS_refC_D||V||V,

r_o＝r(t₀),m₀＝m(t₀),r(t_f)＝r_f,V(t_f)＝V_f,

m(t_f)≥_min，

其中，minJ＝-m(t_f)为火箭动力软着陆段燃料优化目标函数。

7.如权利要求6所述的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在于，所述根据所述当前位置理想着陆时间、所述当前位置理想开机速度以及所述当前速度确定火箭发动机开机指令包括：

获取火箭最短飞行时间；

判断所述火箭最短飞行时间是否大于或等于所述当前位置理想着陆时间，生成第一判断结果；

若所述第一判断结果为所述火箭最短飞行时间大于或等于所述当前位置理想着陆时间，则火箭发动机开机；

若所述第一判断结果为所述火箭最短飞行时间小于所述当前位置理想着陆时间，则根据所述当前速度与当前位置理想开机速度确定火箭发动机开机指令。

8.如权利要求7所述的一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法，其特征在于，根据所述当前速度与当前位置理想开机速度确定火箭发动机开机指令包括：

定义开机特征量公式和火箭在上一控制周期对应的时间为t_old；所述开机特征量公式包括：

其中，ΔV_I表示开机特征量，p_x表示火箭在x轴方向上速度偏差的权重参数，p_y表示火箭在y轴方向上速度偏差的权重参数，p_z表示火箭在z轴方向上速度偏差的权重参数，V_x0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在x轴方向上的分量，V_y0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在y轴方向上的分量，V_z0 ^opt表示火箭的当前位置理想开机速度在z轴方向上的分量；

采用开机特征量公式得到火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)以及火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)；

判断所述火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)是否大于或等于所述火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，生成第二判断结果；

若所述第二判断结果为所述火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)大于或等于所述火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，则火箭发动机开机。

若所述第二判断结果为所述火箭在当前时刻的开机特征量ΔV_I(t)小于所述火箭在上一控制周期的开机特征量ΔV_I(t_old)，则返回所述获取火箭的当前位置和当前速度步骤。

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