CN112596537B - 用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法、系统及存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法、系统及存储介质，首先根据轨迹规划生成的标称数据和视加速度测量值，计算理论视加速度和实际视加速度的偏差，然后根据该偏差计算补偿推力指令，并利用低通滤波器对其进行滤波处理，最后将推力补偿量和标称推力指令组合成为推力指令。本发明的优点在于能够有效减小模型误差，增加在线轨迹规划的抗干扰能力，从而实现高精度着陆。

Description

用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法、系统及存储介质

技术领域

本发明涉及制导与控制技术领域，特别是一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法、系统及存储介质。

背景技术

运载火箭一子级制导系统的作用是克服飞行过程中的各种误差和不确定性因素，使之按照某些控制规律或沿着选定的轨迹飞向目标着陆场。标准轨迹制导方法是一种基于摄动思想的制导方法，是目前应用范围最广的一类制导方法，绝大多数运载火箭在主动段都采用了此种方法，其优点是制导律简单、箭上实现容易，但不足是无法适应大干扰、大偏差等情况。

为了实现在大干扰、大偏差情况下的高精度着陆，现有技术提出了一种基于在线轨迹规划的制导方法，它不依赖于标准轨迹，能够利用数值优化方法在线规划出飞行轨迹以及其相应的制导指令，SpaceX公司在Falcon火箭一子级回收的着陆段制导中，已经使用了在线轨迹规划技术(马林.垂直起降运载火箭动力软着陆轨迹优化方法研究[D].浙江大学,2019.)。在线轨迹规划中使用的动力学模型通常是简化的、不精确的模型，忽略了动力学模型中某些非线性以及不确定项，使得与实际飞行过程中的动力学模型存在一定的模型误差。由于模型误差的存在，如果火箭直接按照轨迹规划产生的推力指令飞行，其实际飞行轨迹会逐渐偏离规划轨迹，这会使得轨迹规划问题无解，在线轨迹规划失败，从而降低制导精度(王劲博.可重复使用运载火箭在线轨迹优化与制导方法研究[D].哈尔滨工业大学,2019.)。因此必须要对在线规划中所使用的动力学模型和实际动力学模型之间的模型误差进行处理，减小模型误差，使得实际轨迹尽量靠近规划轨迹，保证在线轨迹规划能够连续的进行，从而提高着陆精度。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，针对现有技术不足，提供一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法、系统及存储介质，有效减小轨迹规划模型与实际模型之间误差，增加在线轨迹规划的抗干扰能力，从而实现高精度着陆。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法，其特征在于，该方法包括：

S1、判断是否为首次进行误差补偿，否则，进入步骤S2；

S2、利用下式计算t时刻运载火箭的推力指令T：T＝T_N+T_Δ；其中，

T_N为t时刻下运载火箭的标称推力；

m_N为t时刻下运载火箭的标称质量；

为视加速度偏差，

计算公式为：

W₁为实际视加速度，W₂为理论视加速度；

ω为滤波系数；t时刻下，

初始值为0，t+1时刻，

本发明利用上述方法对动力学模型和实际动力学模型之间的模型误差进行处理，能够有效减小轨迹规划模型与实际模型之间误差，增加在线轨迹规划的抗干扰能力，从而实现高精度着陆。

步骤S1之前，还包括：

1)判断运载火箭是否达到飞行终点，若是，则结束；否则，根据当前状态信息进行在线轨迹规划，得到时间序列

标称推力序列{T₀,T₁,...,T_M-1}、标称阻力序列{D₀,D₁,...,D_M-1}和标称质量序列{m₀,m₁,...,m_M-1}，其中M表示飞行起点到飞行终点之间的离散点数量；

2)获取当前时刻t，根据时间序列、标称阻力序列和标称质量序列，获取t时刻下的标称推力T_N，标称阻力D_N，标称质量m_N。

本发明首次进行误差补偿时，由于先前没有推力指令的输入，无法计算误差大小，因此不能进行误差补偿，由于实际飞行中推力补偿的时间间隔非常短，首次不进行误差补偿对制导精度影响非常小。

为简化计算过程，步骤2)中，利用插值方法获取t时刻下的标称推力T_N，标称阻力D_N，标称质量m_N。

步骤S2的具体实现过程包括：

A)计算t时刻下运载火箭的补偿推力指令T_Δ：

B)计算t时刻运载火箭的推力指令T：T＝T_N+T_Δ；

C)令

返回步骤A)。

步骤A)表示对补偿推力进行低通滤波处理，目的是使得推力补偿更加平滑，减少波动，从而提高制导性能的稳定性。步骤B)中推力指令T由标称推力T_N和补偿推力T_Δ组成，标称推力T_N可以使得实际轨迹在标称轨迹附近，补偿推力T_Δ可以减少实际轨迹与标称轨迹之间的偏差，提高制导精度。步骤C)是为了保存数据，提供给下次进行步骤A)使用。

本发明步骤S1中，若是首次进行误差补偿，则运载火箭的推力指令T＝T_N。

理论视加速度W₂的计算公式为：

D_N为t时刻的标称阻力。

理论视加速度的计算公式与在线轨迹规划中的视加速度计算公式相同，将该公式和实际视加速度作差计算出的补偿推力可以使得减少实际视加速度与规划视加速之间的偏差，从而提高制导精度。

本发明还提供了一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿系统，其包括计算机设备；所述计算机设备被配置或编程为用于执行本发明所述方法的步骤。

一种计算机可读存储介质，其存储有程序；所述程序被配置为用于执行本发明所述方法的步骤。

与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：本发明在轨迹规划生成的标称数据基础上，计算理论视加速度和实际视加速度的偏差，并根据该偏差计算补偿推力用于补偿模型误差。本发明的优点在于能够有效减小模型误差，增加在线轨迹规划的抗干扰能力，从而实现高精度着陆。

附图说明

图1为本发明方法流程示意图；

图2(a)～图2(h)为无模型误差补偿下的制导结果，其中图2(a)为垂直方向位置；图2(b)为垂直方向速度；图2(c)为射向位置；图2(d)为射向速度；图2(e)为侧向位置；图2(f)为侧向速度；图2(g)为位置偏差；图2(h)为速度偏差；

图3(a)～图3(h)为无模型误差补偿下的制导结果；其中图3(a)为垂直方向位置；图3(b)为垂直方向速度；图3(c)为射向位置；图3(d)为射向速度；图3(e)为侧向位置；图3(f)为侧向速度；图3(g)为位置偏差；图3(h)为速度偏差。

具体实施方式

下面以某型运载火箭着陆段制导系统为例，说明本发明的具体实现过程。

相关参数如下：

起始点状态信息：位置为[3500 -720 100]^Tm、速度为[-207 88 0]^Tm/s、质量为26000kg，滤波系数ω＝0.1。

S1：由导航设备获取运载火箭当前状态信息，判断运载火箭是否到达飞行终点，若是结束程序，若否，转S2。

S2：则根据当前状态信息进行在线轨迹规划(Szmuk M,Acikmese B,Berning AW.Successive Convexification for Fuel-Optimal Powered Landing withAerodynamic Drag and Non-Convex Constraints[C].AIAA Guidance,Navigation,andControl Conference,2015.)，得到时间序列

标称推力序列{T₀,T₁,...,T_M-1}、标称阻力序列{D₀,D₁,...,D_M-1}和标称质量序列{m₀,m₁,...,m_M-1}，其中括号中的每个符号表示对应下标的离散点处的取值，M表示离散点数。

S3：利用计时装置(计算机计时器)获取当前时刻t，根据时间序列、标称阻力序列和质量序列，利用插值方法获取t时刻下的标称推力T_N，标称阻力D_N，标称质量m_N；

S4：如果为首次进行误差补偿，若是转S5，若否转S7。

S5：不进行补偿，令T＝T_N作为推力指令输入到火箭发动机，令

提供给下一次补偿中的滤波算法使用。

S6：首先利用视加速度测量装置(平台式或者捷联式惯性测量单元)，获取推力指令为T下的实际视加速度W₁，然利用下式计算T下的理论视加速度

最后利用下式计算实际和标称的视加速度偏差

在获取视加速度偏差之后转S1。

S7：根据视加速度偏差

按照下式计算补偿推力

S7：根据利用如下数字滤波算法对补偿推力指令进行滤波处理

S8：将T_N与滤波处理后的补偿推力指令T_Δ相加获得推力指令

T＝T_N+T_Δ

将其输入到火箭发动机，令T_Δ ^-＝T_Δ，转S6。

本发明的另一实施例提供了一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿系统，其包括计算机设备；该计算机设备被配置或编程为用于执行上述实施例的步骤S1～S8。

本实施例中的计算机设备可以是处理器、PC机、笔记本电脑等。计算机设备与导航设备、计时装置、视加速度测量装置通信。

下面给出一个实例验证本发明的有益效果。

为了突出本发明中所提方法可以提高在线轨迹规划的精度，将本发明方法和无模型误差补偿的方法进行对比。图3(a)～图3(h)中的结果显示，如果未对模型误差进行补偿，由于实际飞行轨迹与规划轨迹之间的偏差，第三次以后的在线轨迹规划全部失败，使得位置和速度偏差严重偏离规划结果，导致着陆失败。图2(a)～图2(h)中的结果显示在采用本发明所提方法对模型误差进行补偿之后，实际飞行轨迹能够很好的跟踪规划轨迹，并且在线轨迹规划全部成功，终端位置和速度误差接近于0，火箭最终成功着陆。通过对比可知本发明能够有效减小模型误差，增加在线轨迹规划的抗干扰能力，从而实现高精度着陆。

Claims (8)

1.一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法，其特征在于，该方法包括：

S1、判断是否为首次进行误差补偿，否则，进入步骤S2；

S2、利用下式计算t时刻运载火箭的推力指令T：T＝T_N+T_Δ；其中，T_N为t时刻下运载火箭的标称推力；

m_N为t时刻下运载火箭的标称质量；

为视加速度偏差，计算公式为：

W₁为实际视加速度，W₂为理论视加速度；ω为滤波系数；t时刻下，

初始值为0，t+1时刻，

2.根据权利要求1所述的用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法，其特征在于，步骤S1之前，还包括：

1)判断运载火箭是否达到飞行终点，若是，则结束；否则，根据当前状态信息进行在线轨迹规划，得到时间序列

标称推力序列{T₀,T₁,...,T_M-1}、标称阻力序列{D₀,D₁,...,D_M-1}和标称质量序列{m₀,m₁,...,m_M-1}，其中M表示飞行起点到飞行终点之间的离散点数量；

2)获取当前时刻t，根据时间序列、标称阻力序列和标称质量序列，获取t时刻下的标称推力T_N，标称阻力D_N，标称质量m_N。

3.根据权利要求2所述的用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法，其特征在于，步骤2)中，利用插值方法获取t时刻下的标称推力T_N，标称阻力D_N，标称质量m_N。

4.根据权利要求1所述的用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法，其特征在于，步骤S2的具体实现过程包括：

A)计算t时刻下运载火箭的补偿推力指令T_Δ：

B)计算t时刻运载火箭的推力指令T：T＝T_N+T_Δ；

C)令

返回步骤A)。

5.根据权利要求1所述的用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法，其特征在于，步骤S1中，若是首次进行误差补偿，则运载火箭的推力指令T＝T_N。

6.根据权利要求1～5之一所述的用于在线轨迹规划的模型误差补偿方法，其特征在于，理论视加速度W₂的计算公式为：

D_N为t时刻的标称阻力。

7.一种用于在线轨迹规划的模型误差补偿系统，其特征在于，包括计算机设备；所述计算机设备被配置或编程为用于执行权利要求1～6之一所述方法的步骤。

8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其存储有程序；所述程序被配置为用于执行权利要求1～6之一所述方法的步骤。

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