CN114280934B - 一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法 - Google Patents
一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法 Download PDFInfo
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Abstract
本申请提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该方法包括：对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数；根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。本申请提供的方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
Description
技术领域
本申请涉及运载火箭控制领域，尤其涉及一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法
背景技术
考虑可重复使用火箭全程优化问题多运动体、多阶段、约束条件复杂、运动学方程非线性强、控制量变化范围不连续等特点，利用传统的变分法或极大值原理，不可能推导出最优解的解析表达式，只能将该问题转化为非线性规划(NonlinearProgramming，NLP)问题，利用数值优化方法进行求解。自适应配点法能够在求解NLP问题的过程中，结合正交配点方法和拉格朗日插值多项式，将全部状态量和控制量离散化，并通过自适应调整离散点的选取策略将原优化问题分段处理，既可根据需求将问题的求解区间划分为若干段，也能够自适应调整每段中离散点的个数。该方法在求解复杂NLP问题时具有很高的精度。
由于自适应配点法在求解NLP问题时对初始猜测值较为敏感，而可重复使用火箭全程轨迹规划是一个系统性、整体性的多体优化问题，各种复杂约束存在耦合、交联关系，不能单一处理、逐个解决，很难直接给出适于自适应配点法求解的初始猜测值，使算法无法收敛到问题的全局最优解或局部最优解。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请提供了一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法。
本申请第一个方面，提供了一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，所述方法包括：
对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；
确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数；
根据所述问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。
本申请第二个方面，提供了一种电子设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，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上述第一个方面所述的方法。
本申请第三个方面，提供了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上述第一个方面所述的方法。
本申请提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该方法包括：对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；确定每个划分阶段的问题描述，以及目标函数；根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。本申请提供的方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
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为本申请实施例提供的一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法的流程示意图；
图2为本申请实施例提供的一种可重复使用火箭全程飞行段划分示意图。
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。
在实现本申请的过程中，发明人发现，考虑可重复使用火箭全程优化问题多运动体、多阶段、约束条件复杂、运动学方程非线性强、控制量变化范围不连续等特点，利用传统的变分法或极大值原理，不可能推导出最优解的解析表达式，只能将该问题转化为非线性规划(NonlinearProgramming，NLP)问题，利用数值优化方法进行求解。由于自适应配点法在求解NLP问题时对初始猜测值较为敏感，而可重复使用火箭全程轨迹规划是一个系统性、整体性的多体优化问题，各种复杂约束存在耦合、交联关系，不能单一处理、逐个解决，很难直接给出适于自适应配点法求解的初始猜测值，使算法无法收敛到问题的全局最优解或局部最优解。
针对上述问题，本申请提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该方法包括：对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；确定每个划分阶段的问题描述，以及目标函数；根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。本申请提供的方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
参见图1，本实施例提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该可重复使用运载火箭包括火箭回收级与火箭入轨级。
该方法实现流程为：
101，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分。
本步骤会根据火箭回收级与火箭入轨级是否分离，将可重复使用运载火箭的飞行阶段划分为如下两个划分阶段：上升段和着陆段。
其中，上升段火箭回收级与火箭入轨级未分离。
着陆段火箭回收级与火箭入轨级分离。
具体的，上升段包括：竖直上升段、回收级工作段和入轨级工作段。
着陆段包括：惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段。
例如，如图2所示，可重复使用火箭的飞行过程分为上升段和着陆段两大部分，按照火箭各级工作段特点，可将上升段划分为竖直上升段、回收级工作段和入轨级工作段。回收级工作段结束后，火箭回收级与入轨级分离，以分离时刻为着陆段起始时刻，可将火箭回收级的着陆过程划分为惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段。
102，确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数。
1、确定每个划分阶段的问题描述的实现方案
由于在时间上，入轨级工作段和回收级着陆段相当于两个独立的飞行器同时运动，为在优化问题中统一描述可重复使用火箭全程多个不同飞行段的运动方程和约束条件，将可重复使用火箭回收级和入轨级视为两个运动体，并针对各飞行段的运动特点描述相应的运动方程和约束条件。
而在步骤101中，会对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，划分为上升段和着陆段，因此，本步骤在确定每个划分阶段的问题描述时，会确定上升段的问题描述和着陆段的问题描述。
其中问题描述包括运动方程和约束条件。
因此，具体实现过程为：
1)确定上升段的动方程和约束条件
具体的，基于发射点惯性坐标系确定上升段的运动方程和约束条件。
其中，
(1)发射点惯性坐标系的坐标原点O为发射点，OY轴沿地心与发射点连线指向地表外，OX轴与OY轴垂直，在水平面内指向发射方向，与发射点子午面夹角为发射方位角，OZ轴满足右手定则。
(2)上升段的运动方程中，
假设条件为：地球为均匀圆球，忽略气动升力，仅考虑气动阻力作用。
状态量包含火箭回收级与火箭入轨级的位置矢量、速度矢量和质量。
控制量为火箭回收级与火箭入轨级的发动机推力矢量。
对于推力，竖直上升段和回收级工作段由火箭回收级发动机产生的推力同时作用于火箭回收级与火箭入轨级，火箭入轨级质量保持不变。入轨级工作段由火箭入轨级发动机产生推力，由于芯二级工作段大气稀薄，可忽略气动阻力的影响。
(3)上升段的约束条件，包括：发射时刻初始状态约束、竖直上升段推力方向约束，回收级工作段弯矩约束，入轨级工作段目标轨道根数终端约束，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
2)确定着陆段的动方程和约束条件
具体的，基于垂直着陆坐标系确定着陆段的运动方程和约束条件。
其中，
(1)垂直着陆坐标系中坐标原点Oe为地心，OeYl轴由地心指向火箭质心，OeXl轴在当地水平面内垂直于OeYl轴，与火箭所在子午面夹角为发射方位角，OeZl轴满足右手定则。
(2)着陆段的运动方程中，
可重复使用运载火箭的位置矢量由质心到地心的距离和质心在地心赤道坐标系中的经纬度表示。
可重复使用运载火箭的速度矢量由垂直着陆坐标系中三个方向的速度分量表示。
(3)着陆段的约束条件，包括：火箭回收级分离时刻状态变量，各飞行段发动机秒流量约束条件，程序角、程序角速度约束条件，动力减速度段和气动减速段的驻点热流、过载、动压约束条件，剩余质量约束条件，着陆时刻终端状态量约束条件，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
2、确定目标函数的实现方案
从两个方面考虑火箭垂直着陆轨迹规划性能指标的选取问题，火箭垂直着陆段更多的剩余可用燃料能够提升火箭克服着陆段不确定干扰的能力，提升着陆精度；尽可能减少火箭垂直着陆过程消耗的燃料，将更多的燃料用于提升火箭分离时刻的能量，能够降低火箭入轨级飞行过程的压力，使入轨级有更多燃料用于保证有效载荷安全入轨。因此，在优化目标函数中综合考虑回收级和入轨级的终端质量，最大化两者的加权和，并根据不同任务特点，调整比例关系。
因此，本步骤中会根据火箭回收级与火箭入轨级的终端质量，任务特点确定目标函数。
103，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。
本步骤的实现过程为：
1、根据问题描述进行可重复使用运载火箭全程同伦优化。
具体的，
1)根据上升段的问题描述，获取上升段最优解。
2)将火箭回收级与火箭入轨级分离时刻的状态转至垂直着陆坐标系下，作为着陆段起始时刻。
3)根据着陆段起始时刻、着陆段的问题描述和目标函数，获取着陆段最优解。
4)将上升段最优解作为全程轨迹规划问题中上升段的初值猜想，将着陆段最优解作为全程轨迹规划问题中着陆段的初值猜想，通过数值优化算法得到全程轨迹规划问题的全程最优飞行轨迹。
例如，在进行可重复使用运载火箭全程同伦优化时，首先求解火箭上升段轨迹规划问题，在获得上升段最优解后，将组合体分离时刻的状态转换到垂直着陆坐标系下，作为火箭垂直着陆规划问题的初始点状态，然后求解火箭垂直着陆段最优飞行轨迹。最后，将计算的最优解按对应阶段分别作为全程轨迹规划问题中各飞行阶段的初值猜想，利用数值优化算法可求得全程最优飞行轨迹。
2、根据问题描述进行上升段同伦优化。
具体的，
1)对问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题。
2)采用数值优化算法求解最简化的上升段轨迹规划子问题，得到最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解。
3)将最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解气动系数和大气密度随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题，得到随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解。
其中，对所述问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题的实现过程为：忽略问题描述中火箭回收级工作段弯矩约束，并简化气动力对上升段的影响，基于气动力的计算与火箭飞行高度、速度和气动系数之间的关系得到最简化的上升段轨迹规划子问题。
气动系数为常值，气动系数根据气动插指标确定。
4)将随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解考虑弯矩约束的完整上升段轨迹规划问题，得到上升段最优轨迹。
例如，在进行上升段同伦优化时，针对火箭上升段轨迹规划问题，设置表征大气密度、气动参数、弯矩约束的三个同伦参数Cp、CCd和Cqα。首先，忽略回收级工作段弯矩约束，并简化气动力对上升段的影响，考虑气动力的计算与火箭飞行高度、速度和气动系数有关，其中大气密度与高度相关，气动系数根据气动插值表获得，是不连续的量。在简化问题时可以假设气动系数和大气密度为常值，从而降低气动力计算的复杂度，得到最简化的上升段轨迹规划子问题1，并采用数值优化算法求解。然后，将子问题1的最优解作为初值，用于求解气动系数和大气密度随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题2。最后，将子问题2的最优解作为初值，求解考虑弯矩约束的完整上升段轨迹规划问题，并得到上升段最优轨迹。
3、根据问题描述进行着陆段同伦优化。
具体的，
1)将问题描述按照最宽松的方式转化为相同约束，得到第一单段优化子问题。第一单段优化子问题不考虑再入大气过程的热流、动压、过载约束和地球自转，且气动系数为常值。
2)采用数值优化算法求解第一单段优化子问题，得到第一单段优化子问题的最优解。
3)将第一单段优化子问题的最优解作为初值，求解第二单段优化子问题，得到第二单段优化子问题的最优解。第二单段优化子问题考虑地球自转且气动系数随运动过程变化。
4)将第二单段优化子问题的最优解作为初值，求解第三单段优化子问题，得到第三单段优化子问题的最优解。第三单段优化子问题包含热流、动压、过载约束。
5)将第三单段优化子问题的最优解分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段。
6)将分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的值作为惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值。
7)根据惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值，求解完整的着陆段轨迹规划问题，得到着陆段最优轨迹。
例如，首先，将着陆过程四个飞行段中不同的约束条件按照最宽松的方式转化为相同约束，从而将四段优化问题转化为不考虑再入大气过程的热流、动压、过载约束和地球自转，且气动系数为常值单段优化子问题1，并采用数值优化算法求解。然后，将子问题1的最优解作为初值，求解考虑地球自转且气动系数随运动过程变化的单段优化子问题2。其次，将子问题2的最优解作为初值，求解包含热流、动压、过载约束的单段优化子问题3。最后，按照子问题3的最优推力幅值调节曲线，将单段最优解分解为四个飞行段，作为着陆过程四个飞行段的初值，求解完整的着陆段轨迹规划问题，并得到着陆段最优轨迹。
4、根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化、及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。
具体的，根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化，利用数值优化算法，求解满足问题描述和目标函数的可重复使用运载火箭全程轨迹规划问题，得到最优轨迹，以及各划分阶段的控制指令序列。
其中，控制指令序列包括：推力幅值和程序角。
例如，根据可重复使用火箭全程轨迹规划问题描述形式，以及全程同伦优化方法，利用可处理非线性规划问题的数值优化算法(例如自适应配点法、序列二次规划、内点法等)，求解满足全部约束条件和目标全部的可重复使用火箭全程轨迹规划问题，可得到最优轨迹，以及各飞行段包括推力幅值和程序角在内的控制指令序列。
为规划可重复使用火箭全程飞行轨迹，兼顾有效载荷入轨要求和火箭回收级着陆要求，本实施例提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该方法构建了可重复使用火箭双运动体、多飞行段全程轨迹规划问题，避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛或求解时间过长等情况，提升了可重复使用火箭上升段和着陆段全程飞行轨迹的最优性，以及全程轨迹规划的收敛性。
本实施例提供的可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，考虑火箭上升段和着陆段内部还需要根据不同飞行特点细分为多个飞行阶段。首先，通过分析可重复使用火箭不同飞行阶段的物理特性，以及各阶段约束条件的特点，构建了火箭上升段与着陆段联立优化问题。然后，通过将全程轨迹规划问题分解为多个同伦优化子问题，并利用同伦优化算法，逐渐生成过渡优化子问题的初值，迭代求解原轨迹规划问题。最后，通过选择合理的同伦参数和同伦路径，逐渐从已知最优解的同伦优化子问题过渡到原优化问题，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛或求解时间过长等情况。
本实施例提供的可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，分析了不同飞行段的运动特点和约束条件。构建了多运动体、多飞行阶段的可重复使用火箭上升段和着陆段全过程的轨迹规划问题，为联立优化上升段和着陆段轨迹。
本实施例提供的可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，针对上升段运动特点分别设计了有物理意义的同伦参数和同伦路径，形成了可收敛的可重复使用火箭上升过程多飞行段的同伦优化算法。
本实施例提供的可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，针对可重复使用火箭回收级着陆段运动特点分别设计了有物理意义的同伦参数和同伦路径，形成了可收敛的可重复使用火箭着陆过程多飞行段的同伦优化算法。
本实施例提供的可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，提出了全程轨迹规划同伦优化策略和算法，能够同时满足有效载荷入轨和回收级安全着陆，解决了既要满足有效载荷入轨约束，又要保证分离后剩余燃料能够实现垂直着陆的轨迹规划问题。
本实施例提供的一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数；根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。本实施例提供的方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
基于可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法的同一发明构思，本实施例提供一种电子设备，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如图1所示的可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法。
具体的，
对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分。
确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数。
根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。
可选地，可重复使用运载火箭包括火箭回收级与火箭入轨级。
对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，包括：
根据火箭回收级与火箭入轨级是否分离，将可重复使用运载火箭的飞行阶段划分为如下两个划分阶段：上升段和着陆段。
其中，上升段火箭回收级与火箭入轨级未分离。
着陆段火箭回收级与火箭入轨级分离。
可选地，上升段包括：竖直上升段、回收级工作段和入轨级工作段。
可选地，着陆段包括：惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段。
可选地，确定每个划分阶段的问题描述，包括：
基于发射点惯性坐标系确定上升段的运动方程和约束条件。
基于垂直着陆坐标系确定着陆段的运动方程和约束条件。
可选地，发射点惯性坐标系的坐标原点O为发射点，OY轴沿地心与发射点连线指向地表外，OX轴与OY轴垂直，在水平面内指向发射方向，与发射点子午面夹角为发射方位角，OZ轴满足右手定则。
可选地，上升段的运动方程中，
假设条件为：地球为均匀圆球，忽略气动升力，仅考虑气动阻力作用。
状态量包含火箭回收级与火箭入轨级的位置矢量、速度矢量和质量。
控制量为火箭回收级与火箭入轨级的发动机推力矢量。
可选地，竖直上升段和回收级工作段由火箭回收级发动机产生的推力同时作用于火箭回收级与火箭入轨级，火箭入轨级质量保持不变。
入轨级工作段由火箭入轨级发动机产生推力。
可选地，上升段的约束条件，包括：发射时刻初始状态约束、竖直上升段推力方向约束，回收级工作段弯矩约束，入轨级工作段目标轨道根数终端约束，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
可选地，垂直着陆坐标系中坐标原点Oe为地心，OeYl轴由地心指向火箭质心，OeXl轴在当地水平面内垂直于OeYl轴，与火箭所在子午面夹角为发射方位角，OeZl轴满足右手定则。
可选地，着陆段的运动方程中，
可重复使用运载火箭的位置矢量由质心到地心的距离和质心在地心赤道坐标系中的经纬度表示。
可重复使用运载火箭的速度矢量由垂直着陆坐标系中三个方向的速度分量表示。
可选地，着陆段的约束条件，包括：火箭回收级分离时刻状态变量，各飞行段发动机秒流量约束条件，程序角、程序角速度约束条件，动力减速度段和气动减速段的驻点热流、过载、动压约束条件，剩余质量约束条件，着陆时刻终端状态量约束条件，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
可选地，所述确定目标函数，包括：
根据火箭回收级与火箭入轨级的终端质量，任务特点确定目标函数。
可选地，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，包括：
根据问题描述进行可重复使用运载火箭全程同伦优化。
根据问题描述进行上升段同伦优化。
根据问题描述进行着陆段同伦优化。
根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化、及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。
可选地，根据问题描述进行可重复使用运载火箭全程同伦优化，包括：
根据上升段的问题描述，获取上升段最优解。
将火箭回收级与火箭入轨级分离时刻的状态转至垂直着陆坐标系下，作为着陆段起始时刻。
根据着陆段起始时刻、着陆段的问题描述和目标函数，获取着陆段最优解。
将上升段最优解作为全程轨迹规划问题中上升段的初值猜想，将着陆段最优解作为全程轨迹规划问题中着陆段的初值猜想，通过数值优化算法得到全程轨迹规划问题的全程最优飞行轨迹。
可选地，根据问题描述进行上升段同伦优化，包括：
对问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题。
采用数值优化算法求解最简化的上升段轨迹规划子问题，得到最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解。
将最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解气动系数和大气密度随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题，得到随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解。
将随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解考虑弯矩约束的完整上升段轨迹规划问题，得到上升段最优轨迹。
可选地，对问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题，包括：
忽略问题描述中火箭回收级工作段弯矩约束，并简化气动力对上升段的影响，基于气动力的计算与火箭飞行高度、速度和气动系数之间的关系得到最简化的上升段轨迹规划子问题。
其中，气动系数为常值，气动系数根据气动插指标确定。
可选地，根据问题描述进行着陆段同伦优化，包括：
将问题描述按照最宽松的方式转化为相同约束，得到第一单段优化子问题。第一单段优化子问题不考虑再入大气过程的热流、动压、过载约束和地球自转，且气动系数为常值。
采用数值优化算法求解第一单段优化子问题，得到第一单段优化子问题的最优解。
将第一单段优化子问题的最优解作为初值，求解第二单段优化子问题，得到第二单段优化子问题的最优解。第二单段优化子问题考虑地球自转且气动系数随运动过程变化。
将第二单段优化子问题的最优解作为初值，求解第三单段优化子问题，得到第三单段优化子问题的最优解。第三单段优化子问题包含热流、动压、过载约束。
将第三单段优化子问题的最优解分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段。
将分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的值作为惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值。
根据惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值，求解完整的着陆段轨迹规划问题，得到着陆段最优轨迹。
可选地，根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化、及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，包括：
根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化，利用数值优化算法，求解满足问题描述和目标函数的可重复使用运载火箭全程轨迹规划问题，得到最优轨迹，以及各划分阶段的控制指令序列。
可选地，控制指令序列包括：推力幅值和程序角。
本实施例提供的电子设备，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
基于可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法的同一发明构思，本实施例提供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图1所示的可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法。
具体的，
对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分。
确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数。
根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。
可选地，可重复使用运载火箭包括火箭回收级与火箭入轨级。
对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，包括：
根据火箭回收级与火箭入轨级是否分离，将可重复使用运载火箭的飞行阶段划分为如下两个划分阶段：上升段和着陆段。
其中，上升段火箭回收级与火箭入轨级未分离。
着陆段火箭回收级与火箭入轨级分离。
可选地，上升段包括：竖直上升段、回收级工作段和入轨级工作段。
可选地，着陆段包括：惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段。
可选地，确定每个划分阶段的问题描述，包括：
基于发射点惯性坐标系确定上升段的运动方程和约束条件。
基于垂直着陆坐标系确定着陆段的运动方程和约束条件。
可选地，发射点惯性坐标系的坐标原点O为发射点，OY轴沿地心与发射点连线指向地表外，OX轴与OY轴垂直，在水平面内指向发射方向，与发射点子午面夹角为发射方位角，OZ轴满足右手定则。
可选地，上升段的运动方程中，
假设条件为：地球为均匀圆球，忽略气动升力，仅考虑气动阻力作用。
状态量包含火箭回收级与火箭入轨级的位置矢量、速度矢量和质量。
控制量为火箭回收级与火箭入轨级的发动机推力矢量。
可选地，竖直上升段和回收级工作段由火箭回收级发动机产生的推力同时作用于火箭回收级与火箭入轨级，火箭入轨级质量保持不变。
入轨级工作段由火箭入轨级发动机产生推力。
可选地，上升段的约束条件，包括：发射时刻初始状态约束、竖直上升段推力方向约束，回收级工作段弯矩约束，入轨级工作段目标轨道根数终端约束，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
可选地，垂直着陆坐标系中坐标原点Oe为地心，OeYl轴由地心指向火箭质心，OeXl轴在当地水平面内垂直于OeYl轴，与火箭所在子午面夹角为发射方位角，OeZl轴满足右手定则。
可选地，着陆段的运动方程中，
可重复使用运载火箭的位置矢量由质心到地心的距离和质心在地心赤道坐标系中的经纬度表示。
可重复使用运载火箭的速度矢量由垂直着陆坐标系中三个方向的速度分量表示。
可选地，着陆段的约束条件，包括：火箭回收级分离时刻状态变量，各飞行段发动机秒流量约束条件，程序角、程序角速度约束条件，动力减速度段和气动减速段的驻点热流、过载、动压约束条件，剩余质量约束条件，着陆时刻终端状态量约束条件，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
可选地，所述确定目标函数，包括：
根据火箭回收级与火箭入轨级的终端质量，任务特点确定目标函数。
可选地，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，包括：
根据问题描述进行可重复使用运载火箭全程同伦优化。
根据问题描述进行上升段同伦优化。
根据问题描述进行着陆段同伦优化。
根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化、及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。
可选地，根据问题描述进行可重复使用运载火箭全程同伦优化，包括：
根据上升段的问题描述，获取上升段最优解。
将火箭回收级与火箭入轨级分离时刻的状态转至垂直着陆坐标系下，作为着陆段起始时刻。
根据着陆段起始时刻、着陆段的问题描述和目标函数，获取着陆段最优解。
将上升段最优解作为全程轨迹规划问题中上升段的初值猜想，将着陆段最优解作为全程轨迹规划问题中着陆段的初值猜想，通过数值优化算法得到全程轨迹规划问题的全程最优飞行轨迹。
可选地，根据问题描述进行上升段同伦优化，包括：
对问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题。
采用数值优化算法求解最简化的上升段轨迹规划子问题，得到最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解。
将最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解气动系数和大气密度随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题，得到随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解。
将随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解考虑弯矩约束的完整上升段轨迹规划问题，得到上升段最优轨迹。
可选地，对问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题，包括：
忽略问题描述中火箭回收级工作段弯矩约束，并简化气动力对上升段的影响，基于气动力的计算与火箭飞行高度、速度和气动系数之间的关系得到最简化的上升段轨迹规划子问题。
其中，气动系数为常值，气动系数根据气动插指标确定。
可选地，根据问题描述进行着陆段同伦优化，包括：
将问题描述按照最宽松的方式转化为相同约束，得到第一单段优化子问题。第一单段优化子问题不考虑再入大气过程的热流、动压、过载约束和地球自转，且气动系数为常值。
采用数值优化算法求解第一单段优化子问题，得到第一单段优化子问题的最优解。
将第一单段优化子问题的最优解作为初值，求解第二单段优化子问题，得到第二单段优化子问题的最优解。第二单段优化子问题考虑地球自转且气动系数随运动过程变化。
将第二单段优化子问题的最优解作为初值，求解第三单段优化子问题，得到第三单段优化子问题的最优解。第三单段优化子问题包含热流、动压、过载约束。
将第三单段优化子问题的最优解分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段。
将分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的值作为惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值。
根据惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值，求解完整的着陆段轨迹规划问题，得到着陆段最优轨迹。
可选地，根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化、及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，包括：
根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化，利用数值优化算法，求解满足问题描述和目标函数的可重复使用运载火箭全程轨迹规划问题，得到最优轨迹，以及各划分阶段的控制指令序列。
可选地，控制指令序列包括：推力幅值和程序角。
本实施例提供的计算机可读存储介质，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
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。本申请实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，面向对象的程序设计语言Java和直译式脚本语言JavaScript等。
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 (12)
1.一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，其特征在于，所述方法包括：
对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；
确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数；
根据所述问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划；
所述可重复使用运载火箭包括火箭回收级与火箭入轨级；
所述对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，包括：
根据火箭回收级与火箭入轨级是否分离，将可重复使用运载火箭的飞行阶段划分为如下两个划分阶段：上升段和着陆段；
其中，上升段火箭回收级与火箭入轨级未分离；
着陆段火箭回收级与火箭入轨级分离；
所述上升段包括：竖直上升段、回收级工作段和入轨级工作段；
所述着陆段包括：惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段；
所述确定每个划分阶段的问题描述，包括：
基于发射点惯性坐标系确定上升段的运动方程和约束条件；
基于垂直着陆坐标系确定着陆段的运动方程和约束条件；
所述根据所述问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，包括：
根据所述问题描述进行可重复使用运载火箭全程同伦优化；
根据所述问题描述进行上升段同伦优化；
根据所述问题描述进行着陆段同伦优化；
根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化、及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划；
所述根据所述问题描述进行可重复使用运载火箭全程同伦优化，包括：
根据上升段的问题描述，获取上升段最优解；
将火箭回收级与火箭入轨级分离时刻的状态转至垂直着陆坐标系下，作为着陆段起始时刻状态；
根据着陆段起始时刻、着陆段的问题描述和目标函数，获取着陆段最优解；
将上升段最优解作为全程轨迹规划问题中上升段的初值猜想，将着陆段最优解作为全程轨迹规划问题中着陆段的初值猜想，通过数值优化算法得到全程轨迹规划问题的全程最优飞行轨迹；
所述根据所述问题描述进行上升段同伦优化，包括：
对所述问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题；
采用数值优化算法求解所述最简化的上升段轨迹规划子问题，得到最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解；
将最简化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解气动系数和大气密度随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题，得到随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解；
将随运动过程变化的上升段轨迹规划子问题的最优解作为初值，求解考虑弯矩约束的完整上升段轨迹规划问题，得到上升段最优轨迹；
所述对所述问题描述进行简化，得到最简化的上升段轨迹规划子问题，包括：
忽略所述问题描述中火箭回收级工作段弯矩约束，并简化气动力对上升段的影响，基于气动力的计算与火箭飞行高度、速度和气动系数之间的关系得到最简化的上升段轨迹规划子问题；
其中，气动系数为常值，所述气动系数根据气动插指标确定；
所述根据所述问题描述进行着陆段同伦优化，包括：
将所述问题描述按照最宽松的方式转化为相同约束，得到第一单段优化子问题；所述第一单段优化子问题不考虑再入大气过程的热流、动压、过载约束和地球自转，且气动系数为常值；
采用数值优化算法求解所述第一单段优化子问题，得到第一单段优化子问题的最优解；
将第一单段优化子问题的最优解作为初值，求解第二单段优化子问题，得到所述第二单段优化子问题的最优解；所述第二单段优化子问题考虑地球自转且气动系数随运动过程变化；
将第二单段优化子问题的最优解作为初值，求解第三单段优化子问题，得到所述第三单段优化子问题的最优解；所述第三单段优化子问题包含热流、动压、过载约束；
将所述第三单段优化子问题的最优解分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段；
将分解至惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的值作为惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值；
根据惯性调姿段、动力减速段、气动减速段和动力软着陆段的初值，求解完整的着陆段轨迹规划问题，得到着陆段最优轨迹；
所述根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化、及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，包括：
根据全程同伦优化、上升段同伦优化、着陆段同伦优化，利用数值优化算法，求解满足问题描述和目标函数的可重复使用运载火箭全程轨迹规划问题，得到最优轨迹，以及各划分阶段的控制指令序列。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述发射点惯性坐标系的坐标原点O为发射点，OY轴沿地心与发射点连线指向地表外，OX轴与OY轴垂直，在水平面内指向发射方向，与发射点子午面夹角为发射方位角，OZ轴满足右手定则。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述上升段的运动方程中，
假设条件为：地球为均匀圆球，忽略气动升力，仅考虑气动阻力作用；
状态量包含火箭回收级与火箭入轨级的位置矢量、速度矢量和质量；
控制量为火箭回收级与火箭入轨级的发动机推力矢量。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，竖直上升段和回收级工作段由火箭回收级发动机产生的推力同时作用于火箭回收级与火箭入轨级，火箭入轨级质量保持不变；
入轨级工作段由火箭入轨级发动机产生推力。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述上升段的约束条件，包括：发射时刻初始状态约束、竖直上升段推力方向约束，回收级工作段弯矩约束，入轨级工作段目标轨道根数终端约束，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述垂直着陆坐标系中坐标原点Oe为地心，OeYl轴由地心指向火箭质心，OeXl轴在当地水平面内垂直于OeYl轴，与火箭所在子午面夹角为发射方位角，OeZl轴满足右手定则。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述着陆段的运动方程中，
可重复使用运载火箭的位置矢量由质心到地心的距离和质心在地心赤道坐标系中的经纬度表示；
可重复使用运载火箭的速度矢量由所述垂直着陆坐标系中三个方向的速度分量表示。
8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述着陆段的约束条件，包括：火箭回收级分离时刻状态变量，各飞行段发动机秒流量约束条件，程序角、程序角速度约束条件，动力减速度段和气动减速段的驻点热流、过载、动压约束条件，剩余质量约束条件，着陆时刻终端状态量约束条件，以及相邻两个飞行段之间时间和状态量连续的等式约束条件。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定目标函数，包括：
根据火箭回收级与火箭入轨级的终端质量，任务特点确定目标函数。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述控制指令序列包括：推力幅值和程序角。
11.一种电子设备，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1-10任一项所述的方法。
12.一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1-10任一项所述的方法。
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