WO2022095643A1 - 航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置 - Google Patents

航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置 Download PDF

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WO2022095643A1
WO2022095643A1 PCT/CN2021/121865 CN2021121865W WO2022095643A1 WO 2022095643 A1 WO2022095643 A1 WO 2022095643A1 CN 2021121865 W CN2021121865 W CN 2021121865W WO 2022095643 A1 WO2022095643 A1 WO 2022095643A1
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specific impulse
equivalent
engine
consumption
equivalent specific
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钟友武
赵向楠
赵卫娟
朱凯
米文昊
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蓝箭航天空间科技股份有限公司
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Definitions

  • the application belongs to the technical field of aerospace vehicle control, and in particular relates to an adaptive iterative guidance method and a guidance device for an aerospace vehicle.
  • the iterative guidance method takes the current state as the initial value, the state of the entry point as the goal, and the optimal control method with the least propellant consumption as the performance index. It can adjust the flight path in real time according to the flight state of the spacecraft, and has a certain adaptive capability.
  • the parameters related to the engine use constant values.
  • the key parameters of the engine often change greatly. Therefore, the traditional iterative guidance method using constant parameters has certain limitations, and insufficient adaptability to engine thrust drop failures.
  • the present application provides an adaptive iterative guidance method and a guidance device for a space vehicle.
  • the present application provides an adaptive iterative guidance method for a space vehicle, which includes the following steps:
  • the parameters related to the working state of the engine in the iterative guidance algorithm are adaptively adjusted by using the real-time updated equivalent specific impulse of the engine to obtain the flight procedure angle suitable for the failure of the engine thrust drop.
  • the equivalent specific impulse and equivalent second consumption of the current cycle are updated by using the equivalent specific impulse deviation and equivalent second consumption of the current cycle and the specific impulse and second consumption of the engine in normal state.
  • the process of calculating the estimated equivalent specific impulse is as follows:
  • ⁇ W [lnm 0 -ln(m 0 -m c t)] ⁇ u e +u e t/(m 0 -m c t) ⁇ m c ,
  • W is the apparent velocity
  • ue is the equivalent specific impulse
  • ⁇ u e is the equivalent specific impulse deviation
  • m c is the equivalent second consumption
  • ⁇ m c is the equivalent second consumption deviation
  • the coefficients a and b are:
  • the apparent velocity increment of the k-ith cycle is calculated as:
  • ⁇ W(ki) a(ki) ⁇ u e +b(ki) ⁇ m c ;
  • the equivalent specific impulse estimation coefficients a(k-i) and b(k-i) of the k-i th cycle are calculated as:
  • m c (ki) represents the equivalent second consumption of the current cycle.
  • ⁇ W(k) represents the deviation between the apparent velocity of the space vehicle and the standard ballistic apparent velocity during the flight
  • W(k) represents the navigation apparent velocity of the kth cycle
  • Represents the standard ballistic apparent velocity of the kth period, where k 1, 2, L.
  • the equivalent specific impulse deviation and the equivalent second consumption deviation are estimated online using the apparent velocity increments of the last n cycles, where the estimated index is:
  • ⁇ u e (k) represents the equivalent specific impulse deviation of the kth cycle
  • ⁇ m c (k) represents the equivalent second consumption of the kth cycle
  • the specific impulse representing the normal state of the engine Represents the second consumption in the normal state of the engine
  • u e (k) represents the equivalent specific impulse of the kth cycle
  • m c (k) represents the equivalent second consumption of the kth cycle
  • ⁇ u represents the allowable specific impulse of the normal operation of the engine Deviation percentage
  • ⁇ m represents the per-second consumption deviation permissible for the normal operation of the engine.
  • the iterative guidance procedure angle is obtained according to the updated equivalent specific impulse of the current cycle, the complete combustion time, the remaining flight time, the integral parameters required for the iterative guidance, and the iterative guidance algorithm.
  • the updated remaining flight time t g (k) is:
  • ⁇ (k) represents the updated complete combustion time
  • ⁇ V represents the speed to be increased
  • the integration parameters A 0 (k), A 1 (k), A 2 (k), and A 3 (k) required for the updated iterative guidance are:
  • the iterative guidance program angle is obtained.
  • the guidance program angle is the pitch program angle
  • Y(k) represents the component of the current position on the y-axis of the track coordinate system
  • T represents the iterative guidance calculation period
  • Pitch program angle Carry out coordinate transformation and limit processing, and obtain the program angle command output by the guidance system for use by the attitude control system.
  • the present application further provides an adaptive iterative guidance device for a space vehicle, comprising a memory and a processor, the processor being configured to be based on instructions stored in the memory , and perform the steps in the adaptive iterative guidance method for a space vehicle described in any one of the above.
  • the present application updates the equivalent specific impulse of the engine in real time, and uses the updated equivalent specific impulse of the engine to adaptively adjust the complete combustion in the iterative guidance algorithm Time, remaining flight time and other parameters related to the working state of the engine, to obtain the flight procedure angle suitable for the failure of the engine thrust drop, which can improve the adaptability of the iterative guidance algorithm to the engine thrust drop failure, improve the guidance accuracy, and improve the engine thrust of the aerospace vehicle.
  • the online real-time update of the equivalent specific impulse of the engine can be used to estimate the working performance of the engine online by using inertial navigation information.
  • FIG. 1 is a flowchart of an adaptive iterative guidance method for a space vehicle according to an embodiment of the present application.
  • FIG. 2 is a flowchart of real-time updating of the equivalent specific impulse of an engine in an adaptive iterative guidance method for a space vehicle provided by an embodiment of the present application.
  • FIG. 3 is a flowchart of obtaining a flight procedure angle adapted to an engine thrust drop failure in an adaptive iterative guidance method for a space vehicle according to an embodiment of the present application.
  • a plurality includes “two” and “two or more”; as used herein, “a plurality of groups” includes “two groups” and “two or more groups.”
  • the application uses the measurement information of the inertial measurement combination (referred to as the inertial group) to obtain the deviation between the apparent velocity and the standard apparent velocity of the aerospace vehicle through navigation calculation, and uses the deviation to update the equivalent specific impulse of the engine in real time, Then the parameters related to the engine working state such as the complete combustion time and the remaining flight time in the iterative guidance algorithm are adaptively adjusted to obtain the flight procedure angle suitable for the failure of the engine thrust drop.
  • the inertial group uses the measurement information of the inertial measurement combination to obtain the deviation between the apparent velocity and the standard apparent velocity of the aerospace vehicle through navigation calculation, and uses the deviation to update the equivalent specific impulse of the engine in real time, Then the parameters related to the engine working state such as the complete combustion time and the remaining flight time in the iterative guidance algorithm are adaptively adjusted to obtain the flight procedure angle suitable for the failure of the engine thrust drop.
  • FIG. 1 is a flowchart of an adaptive iterative guidance method for a space vehicle according to an embodiment of the present application.
  • the adaptive iterative guidance method for a space vehicle includes the following steps:
  • formula (1) represents the specific impulse of the normal state of the engine
  • formula (2) Indicates the consumption per second in the normal state of the engine.
  • the value of the estimated period n of the equivalent specific impulse is: 25 ⁇ n ⁇ 200.
  • the current period k is greater than or equal to the estimated equivalent specific impulse period number n, that is, when k ⁇ n, calculate the equivalent specific impulse estimate according to the initial mass m 0 of the spacecraft, the current period and the equivalent second consumption of the current period Coefficients a(ki) and b(ki), the specific process is:
  • ⁇ W [lnm 0 -ln(m 0 -m c t)] ⁇ u e +u e t/(m 0 -m c t) ⁇ m c (3)
  • Equation (3) can be simplified as:
  • W represents the apparent velocity
  • ue represents the equivalent specific impulse
  • ⁇ u e represents the equivalent specific impulse deviation
  • m c represents the equivalent second consumption
  • ⁇ m c represents the equivalent second consumption deviation.
  • W(k) represents the apparent navigation velocity of the kth cycle
  • Represents the standard ballistic apparent velocity of the kth period, where k 1, 2, L.
  • the equivalent specific impulse deviation and the equivalent second consumption deviation are estimated online using the apparent velocity increments of the last n cycles, where the estimated index is:
  • ⁇ u represents the allowable percentage of specific impulse deviation in the normal operation of the engine
  • ⁇ m represents the per-second consumption deviation permissible in the normal operation of the engine.
  • the parameters related to the engine working state in the iterative guidance algorithm are adaptively adjusted by using the real-time updated equivalent specific impulse of the engine to obtain the flight procedure angle adapted to the engine thrust drop failure.
  • the specific process is as follows:
  • the updated complete combustion time ⁇ (k) is:
  • the updated remaining flight time t g (k) is:
  • ⁇ V represents the speed to be increased
  • the integration parameters A 0 (k), A 1 (k), A 2 (k), and A 3 (k) required for the updated iterative guidance are:
  • Step S24 will be specifically described below by taking the calculation of the pitch program angle as an example.
  • the position of the track entry point is the component of the y-axis of the track coordinate system
  • Y(k) represents the component of the current position on the y-axis of the track coordinate system.
  • T represents the iterative guidance calculation period.
  • Pitch program angle Carry out coordinate transformation and limit processing, and obtain the program angle command output by the guidance system for use by the attitude control system.
  • the adaptive iterative guidance method of the aerospace vehicle of the present application can improve the performance of the iterative guidance algorithm against the failure of the engine thrust drop by performing online real-time updating of the equivalent specific impulse of the engine, and then using the updated equivalent specific impulse of the engine to adaptively adjust the iterative guidance parameters. adaptability and improve guidance accuracy.
  • an embodiment of the present application further provides an adaptive iterative guidance device for a space vehicle, which includes a memory and a processor, and the processor is configured to execute the instructions in the present application based on the instructions stored in the memory.
  • An adaptive iterative guidance method for a spacecraft in any of the embodiments.
  • the memory may be a system memory or a fixed non-volatile storage medium, etc., and the system memory may store an operating system, an application program, a boot loader, a database, and other programs.
  • the embodiment of the present application also provides a computer storage medium, which is a computer-readable storage medium, for example, a memory including a computer program, and the above computer program can be executed by a processor to complete any one of the present application.
  • a computer storage medium which is a computer-readable storage medium, for example, a memory including a computer program, and the above computer program can be executed by a processor to complete any one of the present application.

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Abstract

一种航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置，制导方法包括以下步骤：根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲（S1）；利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角（S2）。制导方法及制导装置能够提高迭代制导算法对发动机推力下降故障的适应能力，提高制导精度，提高航天运载器在发动机推力下降故障情况下完成飞行任务的能力。

Description

航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置 技术领域
本申请属于航天运载器控制技术领域，具体涉及一种航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置。
背景技术
航天运载器作为进入太空的交通工具，其研制、生产和发射费用很高，如果为其提供动力的发动机出现故障，则极易导致发射飞行任务的失败，且损失巨大。为此，提高发动机推力部分下降情况下航天运载器完成飞行任务的能力，是航天运载器研制中急需解决的关键技术之一。
迭代制导方法是以当前状态为初值、以入轨点状态为目标，以推进剂消耗最少作为性能指标的最优控制方法，它可以根据航天运载器的飞行状态实时调整飞行路径，具有一定的自适应能力。在传统的迭代制导算法中，与发动机相关的参数采用常值，然而发动机实际出现推力下降故障时，发动机的关键参数往往具有较大的变化，因此传统的采用常值参数的迭代制导方法具有一定的局限性，对发动机推力下降故障适应能力不足。
发明内容
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置。
根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种航天运载器的自适应迭代制导方法，其包括以下步骤：
根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲；
利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角。
上述航天运载器的自适应迭代制导方法中，所述根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲的过程为：
选取等效比冲估计周期数，当前周期小于等效比冲估计周期数时，将发动机正常状态的比冲作为当前周期的等效比冲，将发动机正常状态的秒耗量作为当前周期的等效秒耗量；
当前周期大于或等于等效比冲估计周期数时，根据航天运载器的初始质量、当前周期以及当前周期的等效秒耗量，计算等效比冲估计系数；
利用惯性测量组合的测量信息进行导航计算，得到航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差；
利用等效比冲估计系数以及航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差对当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量进行估计；
利用当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量以及发动机正常状态的比冲和秒耗量对当前周期的等效比冲和等效秒耗量进行更新。
进一步地，所述当前周期大于或等于等效比冲估计周期数时，根据航天运载器的初始质量、当前周期以及当前周期的等效秒耗量，计算等效比冲估计系数的过程为：
对齐奥尔科夫斯基公式W＝u eln[m 0/(m 0-m ct)]进行泰勒展开，得到视速度增量为：
ΔW＝[lnm 0-ln(m 0-m ct)]Δu e+u et/(m 0-m ct)Δm c，
对视速度增量的表达式进行简化，得到：
ΔW＝aΔu e+bΔm c，
式中，W表示视速度，u e表示等效比冲，Δu e表示等效比冲偏差，m c表示等效秒耗量，Δm c表示等效秒耗量偏差；系数a和b为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000001
根据简化后的视速度增量的表达式，计算得到第k-i周期的视速度增量，为：
ΔW(k-i)＝a(k-i)Δu e+b(k-i)Δm c；
根据系数a和b的表达式计算得到第k-i周期的等效比冲估计系数 a(k-i)和b(k-i)为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000002
式中，i＝0,1,2,L,n-1，t(k-i)表示第k-i周期对应的时间，m c(k-i)表示当前周期的等效秒耗量。
更进一步地，所述利用惯性测量组合的测量信息进行导航计算，得到航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差的过程为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000003
式中，ΔW(k)表示航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差，W(k)表示第k周期的导航视速度，
Figure PCTCN2021121865-appb-000004
表示第k周期的标准弹道视速度，其中，k＝1,2,L。
更进一步地，所述利用等效比冲估计系数以及航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差对当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量进行估计的过程为：
利用最近n个周期的视速度增量对等效比冲偏差和等效秒耗量偏差进行在线估计，其中，估计指标为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000005
根据极值条件
Figure PCTCN2021121865-appb-000006
和
Figure PCTCN2021121865-appb-000007
得到：
Figure PCTCN2021121865-appb-000008
求解上述方程组，得到第k周期的等效比冲偏差Δu e(k)和等效秒耗量Δm c(k)分别为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000009
Figure PCTCN2021121865-appb-000010
更进一步地，所述利用当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量以及发动机正常状态的比冲和秒耗量对当前周期的等效比冲和等效秒耗量进行更新的过程为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000011
Figure PCTCN2021121865-appb-000012
式中，Δu e(k)表示第k周期的等效比冲偏差，Δm c(k)表示第k周期的等效秒耗量，
Figure PCTCN2021121865-appb-000013
表示发动机正常状态的比冲，
Figure PCTCN2021121865-appb-000014
表示发动机正常状态的秒耗量，u e(k)表示第k周期的等效比冲，m c(k)表示第k周期的等效秒耗量，ε u表示发动机正常工作允许的比冲偏差百分比，ε m表示发动机正常工作允许的秒耗量偏差百分比。
更进一步地，所述利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角的过程为：
利用发动机的等效比冲更新完全燃烧时间；
利用更新后的当前周期的等效比冲和完全燃烧时间对剩余飞行时间进行更新；
利用更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间和剩余飞行时间对迭代制导所需的积分参数进行更新；
根据更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间、剩余飞行时间和迭 代制导所需的积分参数以及迭代制导算法，得到迭代制导程序角。
更进一步地，所述利用更新后的当前周期的等效比冲和完全燃烧时间对剩余飞行时间进行更新的过程为：
更新后的剩余飞行时间t g(k)为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000015
式中，τ(k)表示更新后的完全燃烧时间，ΔV表示待增速度，
Figure PCTCN2021121865-appb-000016
式中，
Figure PCTCN2021121865-appb-000017
表示入轨点期望速度在轨道坐标系的分量，[V x(k),V y(k),V z(k)]表示当前速度在轨道坐标系的分量，
Figure PCTCN2021121865-appb-000018
表示当前位置与入轨点引力加速度的平均值在轨道坐标系的分量。
更进一步地，所述利用更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间和剩余飞行时间对迭代制导所需的积分参数进行更新的过程为：
更新后的迭代制导所需的积分参数A 0(k),A 1(k),A 2(k),A 3(k)分别为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000019
更进一步地，所述根据更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间、剩余飞行时间和迭代制导所需的积分参数以及迭代制导算法，得到迭代制导程序角的过程中，所述迭代制导程序角为俯仰程序角时，
计算仅考虑入轨点速度约束的基准程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000020
Figure PCTCN2021121865-appb-000021
计算考虑入轨点速度和位置约束的程序角修正项
Figure PCTCN2021121865-appb-000022
和
Figure PCTCN2021121865-appb-000023
Figure PCTCN2021121865-appb-000024
式中，
Figure PCTCN2021121865-appb-000025
入轨点位置在轨道坐标系y轴的分量，Y(k)表示当前位置在轨道坐标系y轴的分量；
根据入轨点速度约束的基准程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000026
以及入轨点速度和位置约束的程序角修正项
Figure PCTCN2021121865-appb-000027
和
Figure PCTCN2021121865-appb-000028
得到俯仰程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000029
Figure PCTCN2021121865-appb-000030
式中，T表示迭代制导计算周期；
对俯仰程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000031
进行坐标变换和限幅处理，得到制导系统输出的程序角指令，以供姿控系统使用。
根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种航天运载器的自适应迭代制导装置，其包括存储器和处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的航天运载器的自适应迭代制导方法中的步骤。
根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请通过对发动机的等效比冲进行实时更新，并利用更新后的发动机等效比冲自适应调整迭代制导算法中的完全燃烧时间、剩余飞行时间等与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角，能够提高迭代制导算法对发动机推力下降故障的适应能力，提高制导精度，提高航天运载器在发动机推力下降故障情况下完成飞行任务的能力。本申请通过对发动机等效比冲进行在线实时更新，能够利用惯性导航信息对发动机的工作性能进行在线估计。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例， 所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
图1为本申请实施例提供的一种航天运载器的自适应迭代制导方法的流程图。
图2为本申请实施例提供的一种航天运载器的自适应迭代制导方法中实时更新发动机的等效比冲的流程图。
图3为本申请实施例提供的一种航天运载器的自适应迭代制导方法中获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。
本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
在传统航天运载器迭代制导算法中，由于与发动机相关的参数采用常值，因此导致该迭代制导算法对发动机推力下降故障的适应能力不足。针对该技 术问题，本申请利用惯性测量组合(简称惯组)的测量信息，通过导航计算获得航天运载器的视速度与标准视速度的偏差，并利用该偏差实时更新发动机的等效比冲，然后自适应调整迭代制导算法中的完全燃烧时间、剩余飞行时间等与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角。
图1为本申请实施例提供的一种航天运载器的自适应迭代制导方法的流程图。
如图1所示，本申请实施例提供的航天运载器的自适应迭代制导方法包括以下步骤：
S1、如图2所示，根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲，其具体过程为：
S11、选取等效比冲估计周期数n，当前周期k小于等效比冲估计周期数n，即k＜n时，第k周期的等效比冲u e(k)和等效秒耗量m c(k)均为发动机提供的正常状态校准值，即：
Figure PCTCN2021121865-appb-000032
Figure PCTCN2021121865-appb-000033
式(1)中，
Figure PCTCN2021121865-appb-000034
表示发动机正常状态的比冲，式(2)中，
Figure PCTCN2021121865-appb-000035
表示发动机正常状态的秒耗量。
通常，等效比冲估计周期数n的取值为：25≤n≤200。
S12、当前周期k大于或等于等效比冲估计周期数n，即k≥n时，根据航天运载器的初始质量m 0、当前周期以及当前周期的等效秒耗量计算等效比冲估计系数a(k-i)和b(k-i)，其具体过程为：
对齐奥尔科夫斯基公式W＝u eln[m 0/(m 0-m ct)]进行泰勒展开，得到视速度增量为：
ΔW＝[lnm 0-ln(m 0-m ct)]Δu e+u et/(m 0-m ct)Δm c     (3)
式(3)可以简化为：
ΔW＝aΔu e+bΔm c      (4)
式(3)和式(4)中，W表示视速度，u e表示等效比冲，Δu e表示等效比冲偏差，m c表示等效秒耗量，Δm c表示等效秒耗量偏差。
式(4)中，系数a和b为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000036
根据式(4)计算第k-i周期的视速度增量，
ΔW(k-i)＝a(k-i)Δu e+b(k-i)Δm c      (6)
根据式(5)计算第k-i周期的等效比冲估计系数a(k-i)和b(k-i)，
Figure PCTCN2021121865-appb-000037
式(6)和式(7)中，i＝0,1,2,L,n-1，t(k-i)表示第k-i周期对应的时间，m c(k-i)表示当前周期的等效秒耗量。
S13、利用惯性测量组合的测量信息进行导航计算得到航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差ΔW(k)为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000038
式(8)中，W(k)表示第k周期的导航视速度，
Figure PCTCN2021121865-appb-000039
表示第k周期的标准弹道视速度，其中，k＝1,2,L。
S14、利用等效比冲估计系数a(k-i)和b(k-i)以及航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差ΔW(k)对第k周期的等效比冲偏差Δu e(k)和等效秒耗量Δm c(k)进行估计，其具体过程为：
利用最近n个周期的视速度增量对等效比冲偏差和等效秒耗量偏差进行在线估计，其中，估计指标为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000040
根据极值条件
Figure PCTCN2021121865-appb-000041
和
Figure PCTCN2021121865-appb-000042
得到：
Figure PCTCN2021121865-appb-000043
求解上述方程组(10)，得到第k周期的等效比冲偏差Δu e(k)和等效秒耗量Δm c(k)分别为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000044
Figure PCTCN2021121865-appb-000045
S15、利用第k周期的等效比冲偏差Δu e(k)和等效秒耗量Δm c(k)以及发动机正常状态的比冲
Figure PCTCN2021121865-appb-000046
和秒耗量
Figure PCTCN2021121865-appb-000047
对第k周期的等效比冲u e(k)和等效秒耗量m c(k)进行更新，其具体过程为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000048
Figure PCTCN2021121865-appb-000049
式(11)和式(12)中，ε u表示发动机正常工作允许的比冲偏差百分比，ε m表示发动机正常工作允许的秒耗量偏差百分比。
S2、如图3所示，利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角，其具体过程为：
S21、利用发动机的等效比冲更新完全燃烧时间τ(k)，其中，
更新后的完全燃烧时间τ(k)为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000050
式(13)中，
Figure PCTCN2021121865-appb-000051
表示平均视加速度。
S22、利用更新后的第k周期的等效比冲u e(k)和完全燃烧时间τ(k)对剩余飞行时间t g(k)进行更新，其中，
更新后的剩余飞行时间t g(k)为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000052
式(14)中，ΔV表示待增速度，
Figure PCTCN2021121865-appb-000053
式(15)中，
Figure PCTCN2021121865-appb-000054
表示入轨点期望速度在轨道坐标系的分量，[V x(k),V y(k),V z(k)]表示当前速度在轨道坐标系的分量，
Figure PCTCN2021121865-appb-000055
表示当前位置与入轨点引力加速度的平均值在轨道坐标系的分量。
S23、利用更新后的第k周期的等效比冲u e(k)、完全燃烧时间τ(k)和剩余飞行时间t g(k)对迭代制导所需的积分参数进行更新，其中，
更新后的迭代制导所需的积分参数A 0(k),A 1(k),A 2(k),A 3(k)分别为：
Figure PCTCN2021121865-appb-000056
S24、根据更新后的第k周期的等效比冲u e(k)、完全燃烧时间τ(k)、剩余飞行时间t g(k)和迭代制导所需的积分参数以及迭代制导算法，得到迭代制导程序角。
下面以俯仰程序角的计算为例，对步骤S24进行具体说明。
计算仅考虑入轨点速度约束的基准程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000057
Figure PCTCN2021121865-appb-000058
计算考虑入轨点速度和位置约束的程序角修正项
Figure PCTCN2021121865-appb-000059
和
Figure PCTCN2021121865-appb-000060
Figure PCTCN2021121865-appb-000061
式(18)中，
Figure PCTCN2021121865-appb-000062
入轨点位置在轨道坐标系y轴的分量，Y(k)表示当前位置在轨道坐标系y轴的分量。
根据入轨点速度约束的基准程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000063
以及入轨点速度和位置约束的程序角修正项
Figure PCTCN2021121865-appb-000064
和
Figure PCTCN2021121865-appb-000065
得到俯仰程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000066
Figure PCTCN2021121865-appb-000067
式(19)中，T表示迭代制导计算周期。
对俯仰程序角
Figure PCTCN2021121865-appb-000068
进行坐标变换和限幅处理，得到制导系统输出的程序角指令，以供姿控系统使用。
本申请航天运载器的自适应迭代制导方法通过对发动机等效比冲进行在线实时更新，再利用更新后的发动机等效比冲自适应调整迭代制导参数，能够提高迭代制导算法对发动机推力下降故障的适应能力，提高制导精度。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种航天运载器的自适应迭代制导装置，其包括存储器和处理器，处理器被配置为基于存储在存储器中的指令，执行本申请中任一个实施例中的航天运载器的自适应迭代制导方法。
其中，存储器可以为系统存储器或固定非易失性存储介质等，系统存储器可以存储有操作系统、应用程序、引导装载程序、数据库以及其他程序等。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成本申请中任一个实施例中的航天运载器的自适应迭代制导方法。
以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (10)

  1. 一种航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
    根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲，其过程为：
    选取等效比冲估计周期数，当前周期小于等效比冲估计周期数时，将发动机正常状态的比冲作为当前周期的等效比冲，将发动机正常状态的秒耗量作为当前周期的等效秒耗量；
    当前周期大于或等于等效比冲估计周期数时，根据航天运载器的初始质量、当前周期以及当前周期的等效秒耗量，计算等效比冲估计系数；
    利用惯性测量组合的测量信息进行导航计算，得到航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差；
    利用等效比冲估计系数以及航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差对当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量进行估计；
    利用当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量以及发动机正常状态的比冲和秒耗量对当前周期的等效比冲和等效秒耗量进行更新；
    利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角。
  2. 根据权利要求1所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，所述当前周期大于或等于等效比冲估计周期数时，根据航天运载器的初始质量、当前周期以及当前周期的等效秒耗量，计算等效比冲估计系数的过程为：
    对齐奥尔科夫斯基公式W＝u eln[m 0/(m 0-m ct)]进行泰勒展开，得到视速度增量为：
    ΔW＝[lnm 0-ln(m 0-m ct)]Δu e+u et/(m 0-m ct)Δm c，
    对视速度增量的表达式进行简化，得到：
    ΔW＝aΔu e+bΔm c，
    式中，W表示视速度，u e表示等效比冲，Δu e表示等效比冲偏差，m c表示等效秒耗量，Δm c表示等效秒耗量偏差；系数a和b为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100001
    根据简化后的视速度增量的表达式，计算得到第k-i周期的视速度增量，为：
    ΔW(k-i)＝a(k-i)Δu e+b(k-i)Δm c；
    根据系数a和b的表达式计算得到第k-i周期的等效比冲估计系数a(k-i)和b(k-i)为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100002
    式中，i＝0,1,2,L,n-1，t(k-i)表示第k-i周期对应的时间，m c(k-i)表示当前周期的等效秒耗量。
  3. 根据权利要求2所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，所述利用惯性测量组合的测量信息进行导航计算，得到航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差的过程为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100003
    式中，ΔW(k)表示航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差，W(k)表示第k周期的导航视速度，
    Figure PCTCN2021121865-appb-100004
    表示第k周期的标准弹道视速度，其中，k＝1,2,L。
  4. 根据权利要求3所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，所述利用等效比冲估计系数以及航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差对当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量进行估计的过程为：
    利用最近n个周期的视速度增量对等效比冲偏差和等效秒耗量偏差进行在线估计，其中，估计指标为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100005
    根据极值条件
    Figure PCTCN2021121865-appb-100006
    和
    Figure PCTCN2021121865-appb-100007
    得到：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100008
    求解上述方程组，得到第k周期的等效比冲偏差Δu e(k)和等效秒耗量Δm c(k)分别为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100009
    Figure PCTCN2021121865-appb-100010
  5. 根据权利要求4所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，所述利用当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量以及发动机正常状态的比冲和秒耗量对当前周期的等效比冲和等效秒耗量进行更新的过程为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100011
    Figure PCTCN2021121865-appb-100012
    式中，Δu e(k)表示第k周期的等效比冲偏差，Δm c(k)表示第k周期的等效秒耗量，
    Figure PCTCN2021121865-appb-100013
    表示发动机正常状态的比冲，
    Figure PCTCN2021121865-appb-100014
    表示发动机正常状态的秒耗量，u e(k)表示第k周期的等效比冲，m c(k)表示第k周期的等效秒耗量，ε u表示发动机正常工作允许的比冲偏差百分比，ε m表示发动机正常工作允许的秒耗量偏差百分比。
  6. 根据权利要求1所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，所述利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角的过程为：
    利用发动机的等效比冲更新完全燃烧时间；
    利用更新后的当前周期的等效比冲和完全燃烧时间对剩余飞行时间进行更新；
    利用更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间和剩余飞行时间对迭代制导所需的积分参数进行更新；
    根据更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间、剩余飞行时间和迭代制导所需的积分参数以及迭代制导算法，得到迭代制导程序角。
  7. 根据权利要求6所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，所述利用更新后的当前周期的等效比冲和完全燃烧时间对剩余飞行时间进行更新的过程为：
    更新后的剩余飞行时间t g(k)为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100015
    式中，τ(k)表示更新后的完全燃烧时间，ΔV表示待增速度，
    Figure PCTCN2021121865-appb-100016
    式中，
    Figure PCTCN2021121865-appb-100017
    表示入轨点期望速度在轨道坐标系的分量，[V x(k),V y(k),V z(k)]表示当前速度在轨道坐标系的分量，
    Figure PCTCN2021121865-appb-100018
    表示当前位置与入轨点引力加速度的平均值在轨道坐标系的分量。
  8. 根据权利要求7所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征在于，所述利用更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间和剩余飞行时间对迭代制导所需的积分参数进行更新的过程为：
    更新后的迭代制导所需的积分参数A 0(k),A 1(k),A 2(k),A 3(k)分别为：
    Figure PCTCN2021121865-appb-100019
  9. 根据权利要求8所述的航天运载器的自适应迭代制导方法，其特征 在于，所述根据更新后的当前周期的等效比冲、完全燃烧时间、剩余飞行时间和迭代制导所需的积分参数以及迭代制导算法，得到迭代制导程序角的过程中，所述迭代制导程序角为俯仰程序角时，
    计算仅考虑入轨点速度约束的基准程序角
    Figure PCTCN2021121865-appb-100020
    Figure PCTCN2021121865-appb-100021
    计算考虑入轨点速度和位置约束的程序角修正项
    Figure PCTCN2021121865-appb-100022
    和
    Figure PCTCN2021121865-appb-100023
    Figure PCTCN2021121865-appb-100024
    式中，
    Figure PCTCN2021121865-appb-100025
    入轨点位置在轨道坐标系y轴的分量，Y(k)表示当前位置在轨道坐标系y轴的分量；
    根据入轨点速度约束的基准程序角
    Figure PCTCN2021121865-appb-100026
    以及入轨点速度和位置约束的程序角修正项
    Figure PCTCN2021121865-appb-100027
    和
    Figure PCTCN2021121865-appb-100028
    得到俯仰程序角
    Figure PCTCN2021121865-appb-100029
    Figure PCTCN2021121865-appb-100030
    式中，T表示迭代制导计算周期；
    对俯仰程序角
    Figure PCTCN2021121865-appb-100031
    进行坐标变换和限幅处理，得到制导系统输出的程序角指令，以供姿控系统使用。
  10. 一种航天运载器的自适应迭代制导装置，其特征在于，包括存储器和处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如权利要求1-9任一项所述的航天运载器的自适应迭代制导方法中的步骤。
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