CN113899257A - 一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法 - Google Patents

一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，属于运载火箭制导控制领域，包括如下步骤：1采集运载火箭状态信息；2根据状态信息计算进入目标轨道的推进剂消耗量，如果推进剂消耗量小于可用量，则向原目标轨道正常飞行，如果推进剂消耗量大于可用量，则进行轨道参数重构；3在线搜索重构轨道参数，将搜索得到的重构轨道作为新的目标轨道；4控制运载火箭向新目标轨道飞行。本发明基于迭代制导，原理简洁，工程实现便捷，能够根据状态信息判断运载火箭能否进入目标轨道，并在必要时在线搜索重构轨道参数，使运载火箭具备自主轨道重构能力，在故障情况下避免或降低经济损失，提升发射任务履约能力。

Description

一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法
技术领域
本发明涉及一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，属于运载火箭制导控制领域。
背景技术
传统的运载火箭在上升段出现发动机推力异常下降等非致命性故障情况下适应性不足，基本不具备故障检测隔离、飞行重构等能力来挽救任务或降低损失。在动力系统出现非致命故障情况下，如何根据运载火箭状态信息，对预定目标轨道的可达性进行快速准确评估判别，且在预定任务目标轨道不可达时，进行在线轨道参数重构，是本领域急需解决的技术问题，可避免或降低经济损失。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法。该方法原理清楚，实施简单直接，能够在线评估原目标轨道是否可达，并在原目标轨道不可达的情况下自主搜索得到新的最优目标轨道，使得运载火箭具备轨道参数重构能力，能够挽救发射任务，避免或降低经济损失。
本发明的技术方案是：
第一方面，一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，包括如下步骤：
步骤1：采集运载火箭的初始状态信息，初始状态信息包括：初始速度[Vx0,Vy0,Vz0]，初始位置[x0,y0,z0]和推进剂可用量m0；
步骤2：根据步骤1)所述的初始速度和初始位置计算进入原目标轨道的推进剂消耗量m1；
步骤3：判断推进剂消耗量m1是否小于推进剂可用量m0；若m1≤m0，则进入步骤6)；若m1>m0，则进入步骤4)；
步骤4：在线搜索重构轨道半长轴，使得运载火箭进入重构轨道的推进剂消耗量m3小于等于推进剂可用量m0；
步骤5：判断重构轨道半长轴是否大于或等于最低半长轴阈值，若重构轨道半长轴大于或等于最低半长轴阈值，则将重构轨道作为新的目标轨道，进入步骤6)；反之，则目标轨道不变，进入步骤6)；
步骤6：控制运载火箭向目标轨道飞行。
可选地，步骤5)所述最低半长轴阈值不低于原目标轨道高度的50％与地球半径的和值。
可选地，步骤4)所述的在线搜索重构轨道半长轴的方法，具体为：
步骤41：根据原目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000021
和半长轴搜索参数h，获得第一待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000022
从而获得运载火箭进入第一待定目标轨道的推进剂消耗量m2；
步骤42：根据原目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000023
及对应的推进剂消耗量m1，以及步骤41)所述第一待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000024
及对应的推进剂消耗量m2；确定第二待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000025
从而获得运载火箭进入第二待定目标轨道的推进剂消耗量m3；
步骤43：若m3>m0，则进入步骤44)；若m3≤m0，则将第二待定目标轨道作为重构轨道，第二待定目标轨道的半长轴作为重构轨道半长轴；
步骤44：将第二待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000031
作为原目标轨道的半长轴，重复步骤41)至43)直至获得重构轨道。
可选地，步骤41)所述获得第一待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000032
的方法，具体为：
Figure BDA0003225432230000033
可选地，所述h的取值范围为100～1000米。
可选地，步骤42)所述确定第二待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000034
的方法，具体为：
Figure BDA0003225432230000035
第二方面，一种处理器，用于执行第一方面所述的方法。
一种处理装置，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于从所述存储器调用并运行所述计算机程序，以执行第一方面所述的方法。
一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序或指令，当所述计算机程序或指令被执行时，实现第一方面所述的方法。
一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括指令，当所述计算机程序产品在计算机上运行时，使得计算机执行第一方面所述的方法。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本发明提出的一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其无需复杂的参数调试及装订，方法设计简洁、原理清晰，能够在动力系统出现非致命故障情况下，对预定目标轨道的可达性进行快速准确评估判别，且在预定任务目标轨道不可达时，进行在线轨道参数重构，避免或降低经济损失。
附图说明
图1为本发明轨道参数重构方法流程图。
具体实施方式
本发明基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其具体实施过程如图1所示，包括下列步骤：
步骤1：采集运载火箭的初始状态信息，初始状态信息包括：初始速度[Vx0,Vy0,Vz0]，初始位置[x0,y0,z0]和推进剂可用量m0；
步骤2：根据步骤1)所述的初始速度和初始位置计算进入原目标轨道的推进剂消耗量m1；
步骤3：判断推进剂消耗量m1是否小于推进剂可用量m0；若m1≤m0，则进入步骤6)；若m1>m0，则进入步骤4)；
步骤4：在线搜索重构轨道半长轴
Figure BDA0003225432230000041
使得运载火箭进入半长轴为
Figure BDA0003225432230000042
的重构轨道的推进剂消耗量m3小于等于推进剂可用量m0。
步骤5：判断
Figure BDA0003225432230000043
是否小于最低半长轴阈值；若
Figure BDA0003225432230000044
大于或等于最低半长轴阈值，则将重构轨道作为新的目标轨道，进入步骤6)；若
Figure BDA0003225432230000045
小于最低半长轴阈值，则目标轨道不变，进入步骤6)；
最低半长轴阈值不低于原目标轨道高度的50％与地球半径的和值；本发明实施例中，要求
Figure BDA0003225432230000046
不小于6578140米。
步骤6：控制运载火箭向目标轨道飞行。
步骤4)所述的在线搜索重构轨道半长轴
Figure BDA0003225432230000047
的方法，具体为：
步骤41：根据原目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000051
和半长轴搜索参数h，获得第一待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000052
从而获得运载火箭进入第一待定目标轨道的推进剂消耗量m2；
具体的：
Figure BDA0003225432230000053
其中，h的取值范围为100～1000米。
给定两条半长轴分别为
Figure BDA0003225432230000054
和
Figure BDA0003225432230000055
的目标轨道，根据步骤1)所述的初始速度和初始位置计算运载火箭进入该目标轨道的推进剂消耗量m1和m2。
步骤42：根据原目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000056
及对应的推进剂消耗量m1，以及步骤41)所述第一待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000057
及对应的推进剂消耗量m2；确定第二待定目标轨道的半长轴
Figure BDA0003225432230000058
从而获得运载火箭进入第二待定目标轨道的推进剂消耗量m3；
具体的：
Figure BDA0003225432230000059
给定半长轴为
Figure BDA00032254322300000510
的目标轨道，根据步骤1)所述的初始速度和初始位置计算运载火箭进入该目标轨道的推进剂消耗量m3。
步骤43：若m3>m0，则进入步骤44)；若m3≤m0，则将第二待定目标轨道作为重构轨道，其半长轴为
Figure BDA00032254322300000511
步骤44：将第二待定目标轨道的半长轴
Figure BDA00032254322300000512
作为原目标轨道的半长轴，重复步骤41)至43)直至获得重构轨道。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：采集运载火箭的初始状态信息，初始状态信息包括：初始速度[Vx0,Vy0,Vz0]，初始位置[x0,y0,z0]和推进剂可用量m0；
步骤2：根据步骤1)所述的初始速度和初始位置计算进入原目标轨道的推进剂消耗量m1；
步骤3：判断推进剂消耗量m1是否小于推进剂可用量m0；若m1≤m0，则进入步骤6)；若m1>m0，则进入步骤4)；
步骤4：在线搜索重构轨道半长轴，使得运载火箭进入重构轨道的推进剂消耗量m3小于等于推进剂可用量m0；
步骤5：判断重构轨道半长轴是否大于或等于最低半长轴阈值，若重构轨道半长轴大于或等于最低半长轴阈值，则将重构轨道作为新的目标轨道，进入步骤6)；反之，则目标轨道不变，进入步骤6)；
步骤6：控制运载火箭向目标轨道飞行。
2.根据权利要求1所述的一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其特征在于，步骤5)所述最低半长轴阈值不低于原目标轨道高度的50％与地球半径的和值。
3.根据权利要求2所述的一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其特征在于，步骤4)所述的在线搜索重构轨道半长轴的方法，具体为：
步骤41：根据原目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000011
和半长轴搜索参数h，获得第一待定目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000012
从而获得运载火箭进入第一待定目标轨道的推进剂消耗量m2；
步骤42：根据原目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000021
及对应的推进剂消耗量m1，以及步骤41)所述第一待定目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000022
及对应的推进剂消耗量m2；确定第二待定目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000023
从而获得运载火箭进入第二待定目标轨道的推进剂消耗量m3；
步骤43：若m3>m0，则进入步骤44)；若m3≤m0，则将第二待定目标轨道作为重构轨道，第二待定目标轨道的半长轴作为重构轨道半长轴；
步骤44：将第二待定目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000026
作为原目标轨道的半长轴，重复步骤41)至43)直至获得重构轨道。
4.根据权利要求3所述的一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其特征在于，步骤41)所述获得第一待定目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000027
的方法，具体为：
Figure FDA0003225432220000024
5.根据权利要求4所述的一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其特征在于，所述h的取值范围为100～1000米。
6.根据权利要求5所述的一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法，其特征在于，步骤42)所述确定第二待定目标轨道的半长轴
Figure FDA0003225432220000028
的方法，具体为：
Figure FDA0003225432220000025
7.一种处理器，其特征在于，用于执行权利要求1至6中任一项所述的方法。
8.一种处理装置，其特征在于，包括：
存储器，用于存储计算机程序；
处理器，用于从所述存储器调用并运行所述计算机程序，以执行权利要求1至6中任一项所述的方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序或指令，当所述计算机程序或指令被执行时，实现权利要求1至6中任一项所述的方法。
10.一种计算机程序产品，其特征在于，所述计算机程序产品包括指令，当所述计算机程序产品在计算机上运行时，使得计算机执行权利要求1至6中任一项所述的方法。
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