一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法与流程

1.本技术涉及运载火箭控制技术领域，尤其涉及一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法。


背景技术：

2.运载火箭在从发射台上点火起飞直到将航天器送人预定轨道的过程中，分为主动段和滑行段。
3.主动段为火箭发动机工作期间飞行的轨道段，滑行段为发动机关机后不产生推力的轨道段，即惯性飞行段。
4.针对入轨级具有滑行段的运载火箭飞行任务剖面，如何提升故障适应能力成为目前研究的重点。


技术实现要素：

5.为了解决上述技术缺陷之一，本技术提供了一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法。
6.本技术第一个方面，提供了一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，所述方法包括：
7.将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；
8.基于运载火箭的飞行状态确定所述第一主动段的飞行状态序列、所述滑行段的飞行状态序列、所述第二主动段的飞行状态序列；
9.根据所述第一主动段的飞行状态序列、所述滑行段的飞行状态序列、所述第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。
10.可选地，所述第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角均为常值；
11.所述滑行段的远地点高度为原目标轨道近地点高度；
12.所述第二主动段中，运载火箭推力方向在轨道面内始终与地心距方向垂直；
13.其中，所述运载火箭滑行至远地点时进入所述第二主动段。
14.可选地，基于运载火箭的飞行状态确定所述第一主动段的飞行状态序列，包括：
15.构建第一主动段重规划问题；所述第一主动段重规划问题包括：运动方程、初始状态、终端状态和控制量约束；
16.采用非线性规划方法对所述第一主动段重规划问题进行求解，得到所述第一主动段的飞行状态序列x1和控制量序列u1；
17.其中，u1由所述第一主动段各离散点上的控制量构成，所述第一主动段各离散点上的控制量均为
18.为所述第一主动段在故障时刻的俯仰程序角，ψ0为所述第一主动段在故障时刻的偏航程序角，[]
t
为转置运算。
[0019]
可选地，所述运动方程为：
[0020][0021]
t＝i
sp
dm；
[0022][0023]
其中，为求一阶导数运算符，p为位置矢量，v为速度矢量，t为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，i
sp
为发动机比冲，为所述第一主动段的俯仰程序角，ψ为所述第一主动段的偏航程序角。
[0024]
可选地，所述发射惯性坐标系中，原点o在发射点，ox轴在水平面内指向发射方向，oy轴垂直发射点当地水平面指向天，oz轴满足右手定则。
[0025]
可选地，所述初始状态为：
[0026]
[p,v,m]
t
(t0)＝[p0,v0,m0]
t
；
[0027]
其中，p为位置矢量，v为速度矢量，m为质量，t0为故障时刻，p0为故障时刻的位置矢量，v0为故障时刻的速度矢量，m0为故障时刻的质量。
[0028]
可选地，所述终端状态为：
[0029]
[a
f1
，e
f1
,i
f1
,ω
f1
,w
f1
,f
f1
]
t
＝fun
orbit
(p(t
f1
),v(t
f1
))；
[0030][0031][0032]
|i
f1-i
ref
|≤εi,|ω
f1-ω
ref
|≤ε
ω
；
[0033]
其中，a
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴，e
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道偏心率，i
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角，ω
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道升交点经度，w
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角，f
f1
为所述第一主动段的终端时刻真近点角，fun
orbit
( )为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，p(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的位置矢量，v(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的速度矢量，ha
f1
为终端时刻轨道远地点高度，rb为滑行轨道的远心距，re为地球半径，n
t
为待求解变量，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，m
load
为有效载荷质量，vb为原目标轨道近地点速度，μ为地球引力常系数，i
sp
为发动机比冲，i
ref
为目标轨道的轨道倾角，εi为轨道倾角偏差的最大值，ω
ref
为目标轨道的升交点经度，ε
ω
为升交点经度偏差的最大值。
[0034]
可选地，
[0035]
其中，ra为滑行轨道的近心距。
[0036]
可选地，所述控制量约束为：
[0037]
[0038]
其中，t为所述第一主动段的任一时刻，为所述第一主动段在t时刻的俯仰程序角，ψ(t)为所述第一主动段在t时刻的偏航程序角。
[0039]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定所述滑行段的飞行状态序列，包括：
[0040]
根据所述运载火箭进入滑行轨道时刻的终端状态，确定滑行段轨道根数；
[0041]
基于所述滑行段轨道根数确定所述滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量其中，j为所述滑行段离散点标识，j＝1,
…
,n 1，n 1为所述滑行段的离散点总数量，n为所述滑行段真近点角平分的区间数量；
[0042]
确定所述滑行段各离散点的时间；
[0043]
根据定所述滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量所述滑行段各离散点的时间得到所述滑行段的飞行状态序列xc和控制量序列uc；
[0044]
其中，uc由所述滑行段各离散点上的控制量构成，所述滑行段各离散点上的控制量均为0。
[0045]
可选地，所述滑行段轨道根数为
[0046]
其中，为所述滑行段的轨道半长轴，为所述滑行段的轨道偏心率，为所述滑行段的轨道倾角，为所述滑行段的轨道升交点经度，为所述滑行段的轨道近地点幅角，为所述滑行段的轨道真近点角。
[0047]
可选地，所述滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量满足如下关系：
[0048][0049]
其中，fun
pv
( )为所述滑行段轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，
[0050]
可选地，所述滑行段各离散点的时间满足如下关系：
[0051][0052][0053]
其中，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，j
′
为所述滑行段非首个离散点标识，j
′
＝2,
…
,n 1，为所述滑行段的离散点j
′
的偏近点角，μ为地球引力常系数。
[0054]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定所述第二主动段的飞行状态序列，包括：
[0055]
根据所述运载火箭的剩余飞行时长确定所述第二主动段的时间间隔和初始状态；
[0056]
基于所述第二主动段的时间间隔和初始状态，采用数值积分计算出第二主动段的飞行状态量序列x2和控制量序列u2。
[0057]
可选地，所述第二主动段的时间间隔
[0058]
其中，t
f2
为所述运载火箭的剩余飞行时长，m为所述第二主动段的离散点总数-1。
[0059]
可选地，所述第二主动段的初始状态为所述滑行段的终端状态。
[0060]
本技术第二个方面，提供了一种电子设备，包括：
[0061]
存储器；
[0062]
处理器；以及
[0063]
计算机程序；
[0064]
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上述第一个方面所述的方法。
[0065]
本技术第三个方面，提供了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。
[0066]
本技术提供一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，该方法包括：将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列；根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。本技术将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段，同时考虑第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计，使得估计过程更加合理，进而提升数值重规划的收敛性和快速性。
附图说明
[0067]
此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本技术的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0068]
图1为本技术实施例提供的一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法的流程图；
[0069]
图2为本技术实施例提供的另一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法的流程图。
具体实施方式
[0070]
为了使本技术实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本技术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技术的一部分实施例，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，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0071]
在实现本技术的过程中，发明人发现，目前针对入轨级具有滑行段的运载火箭飞行任务剖面，如何提升故障适应能力成为目前研究的重点。
[0072]
针对上述问题，本技术实施例中提供了一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，该方法包括：将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞
行状态序列、第二主动段的飞行状态序列；根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。本技术将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段，同时考虑第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计，使得估计过程更加合理，进而提升数值重规划的收敛性和快速性。
[0073]
参见图1，本实施例提供的一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法实现流程如下：
[0074]
101，将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段。
[0075]
其中，第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角均为常值。
[0076]
滑行段的远地点高度为原目标轨道近地点高度。
[0077]
第二主动段中，运载火箭推力方向在轨道面内始终与地心距方向垂直。
[0078]
且，运载火箭滑行至远地点时进入第二主动段。
[0079]
也就是说，本实施例的方法中假设第一主动段的俯仰、偏航程序角均为常值，待求解的滑行轨道面接近原滑行轨道面，同时考虑滑行段远地点高度即为原目标轨道近地点高度
[0080]
102，基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列。
[0081]
本步骤中，会基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列，基于运载火箭的飞行状态确定滑行段的飞行状态序列，基于运载火箭的飞行状态确定第二主动段的飞行状态序列。
[0082]
1、基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列的实现过程
[0083]
1)构建第一主动段重规划问题。
[0084]
故障后的第一主动段重规划需要考虑运动方程约束、故障时刻的初始状态约束、滑行轨道的终端约束和控制量约束，因此，第一主动段重规划问题包括：运动方程、初始状态、终端状态和控制量约束。
[0085]
(1)运动方程
[0086]
即运动方程约束，该运动方程为在发射惯性坐标系下描述火箭质心运动状态方程。其中，发射惯性坐标系(简称发惯系)的原点o在发射点，ox轴在水平面内指向发射方向，oy轴垂直发射点当地水平面指向天，oz轴满足右手定则。
[0087]
具体的，运动方程为：
[0088][0089]
t＝i
sp dm。
[0090][0091]
其中，为求一阶导数运算符，p为位置矢量，v为速度矢量，t为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，i
sp
为发动机比冲，为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角。
[0092]
因此，状态量为[p,v,m]
t
，控制量为
[0093]
(2)初始状态
[0094]
即故障时刻的初始状态约束。
[0095]
若定义故障时刻为t0，对应的初始状态为[p0,v0,m0]
t
，则初始状态为：
[0096]
[p,v,m]
t
(t0)＝[p0,v0,m0]
t
。
[0097]
其中，p为位置矢量，v为速度矢量，m为质量，p0为故障时刻的位置矢量，v0为故障时刻的速度矢量，m0为故障时刻的质量。
[0098]
(3)终端状态
[0099]
即滑行轨道的终端约束。
[0100]
若定义第一主动段的终端时刻为t
f1
，终端速度和位置对应的滑行轨道根数需满足如下约束，
[0101]
[a
f1
,e
f1
,i
f1
,ω
f1
,w
f1
,f
f1
]
t
＝fun
orbit
(p(t
f1
),v(t
f1
))。
[0102][0103]
其中，a
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴，e
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道偏心率，i
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角，ω
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道升交点经度，w
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角，f
f1
为所述第一主动段的终端时刻真近点角，fun
orbit
( )为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，p(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的位置矢量，v(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的速度矢量，ha
f1
为终端时刻轨道远地点高度，rb为滑行轨道的远心距，re为地球半径，n
t
为待求解变量。
[0104]
若定义滑行轨道的近心距为ra，则
[0105]
另外，若定义原目标轨道近地点速度为vb，运载火箭滑行至滑行轨道远地点时的速度为v
tb
，则
[0106]
那么，运载火箭在滑行段远地点实施第二主动段变轨的速度增量δvb＝v
b-v
tb
，
[0107]
第一主动段的剩余飞行时间
[0108]
其中，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，m
load
为有效载荷质量，vb为原目标轨道近地点速度，μ为地球引力常系数，t
f2
为第二主动段飞行时长。
[0109]
假设第二主动段变轨所需的速度增量δvb由发动机推力提供，则第二主动段飞行时长
[0110]
因此，终端约束条件可表示为n
t
的函数，即终端状态为：
[0111]
[a
f1
,e
f1
,i
f1
,ω
f1
,w
f1
,f
f1
]
t
＝fun
orbit
(p(t
f1
),v(t
f1
))。
[0112][0113][0114]
|i
f1-i
ref
|≤εi,|ω
f1-ω
ref
|≤ε
ω
。
[0115]
其中，a
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴，e
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道偏心率，i
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角，ω
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道升交点经度，w
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角，f
f1
为所述第一主动段的终端时刻真近点角，fun
orbit
( )为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，p(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的位置矢量，v(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的速度矢量，ha
f1
为终端时刻轨道远地点高度，rb为滑行轨道的远心距，re为地球半径，n
t
为待求解变量，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，m
load
为有效载荷质量，vb为原目标轨道近地点速度，μ为地球引力常系数，i
sp
为发动机比冲，i
ref
为目标轨道的轨道倾角，εi为轨道倾角偏差的最大值(即轨道倾角偏差的允许值)，ω
ref
为目标轨道的升交点经度，ε
ω
为升交点经度偏差的最大值(即升交点经度偏差的允许值)。
[0116]
(4)控制量约束
[0117]
为简化第一主动段重规划问题，定义第一主动段俯仰程序角和偏航程序角ψ均为常值，则控制量约束可表示为：
[0118][0119]
其中，t为第一主动段的任一时刻，为第一主动段在t时刻的俯仰程序角，ψ(t)为第一主动段在t时刻的偏航程序角。
[0120]
综上，若定义控制变量为则第一主动段重规划问题可表示为：
[0121]
运动方程：
[0122][0123]
初始状态：[p,v,m]
t
(t0)＝[p0,v0,m0]
t
，
[0124]
终端状态：[a
f1
,e
f1
,i
f1
,ω
f1
,w
f1
,f
f1
]
t
＝fun
orbit
(p(t
f1
),v(t
f1
))，
[0125][0126][0127]
|i
f1-i
ref
|≤εi，|ω
f1-ω
ref
|≤ε
ω
。
[0128]
控制量约束：
[0129]
2)采用非线性规划方法对第一主动段重规划问题进行求解，得到第一主动段的飞行状态序列x1和控制量序列u1。
[0130]
其中，u1由第一主动段各离散点上的控制量构成，第一主动段各离散点上的控制量均为
[0131]
为第一主动段在故障时刻的俯仰程序角，ψ0为第一主动段在故障时刻的偏航程序角，[ ]
t
为转置运算。
[0132]
本步骤会针对步骤1)描述第一主动段重规划问题，采用非线性规划方法(如内点法、序列二次规划等)进行求解，在不需要考虑目标函数的情况下，能够迅速收敛至可行解，从而得到第一主动段飞行状态量序列x1，每个离散点上的控制量均为相应的控制量序列可表示为u1。
[0133]
2、基于运载火箭的飞行状态确定滑行段的飞行状态序列的实现过程
[0134]
1)根据运载火箭进入滑行轨道时刻的终端状态，确定滑行段轨道根数。
[0135]
具体的，滑行段轨道根数为
[0136]
其中，为滑行段的轨道半长轴，为滑行段的轨道偏心率，为滑行段的轨道倾角，为滑行段的轨道升交点经度，为滑行段的轨道近地点幅角，为滑行段的轨道真近点角。
[0137]
2)基于滑行段轨道根数确定滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量
[0138]
其中，j为滑行段离散点标识，j＝1,
…
,n 1，n 1为滑行段的离散点总数量，n为滑行段真近点角平分的区间数量。
[0139]
另外，滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量满足如下关系：
[0140][0141]
其中，fun
pv
( )为滑行段轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，
[0142]
3)确定滑行段各离散点的时间。
[0143]
具体的，滑行段各离散点的时间满足如下关系：
[0144][0145][0146]
其中，t
f1
为第一主动段的终端时刻，j
′
为滑行段非首个离散点标识，j
′
＝2,
…
,n 1，为滑行段的离散点j
′
的偏近点角，μ为地球引力常系数。
[0147]
4)根据定滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量滑行段各离散点的时间得到滑行段的飞行状态序列xc和控制量序列uc。
[0148]
其中，uc由滑行段各离散点上的控制量构成，滑行段各离散点上的控制量均为0。
[0149]
在确定滑行段的飞行状态序列时，根据火箭进入滑行轨道时刻的终端状态可得到相应的滑行段轨道根数随着火箭向远地点滑行，其真近点角逐渐变大，当达到180
°
时表明火箭到达远地点，同时滑行段结束。定义滑行段的离散点总数量为n 1，将真近点角平均分为n个区间(即n为滑行段真近点角平分的区间数量)，每个区间间隔为dfc，则真近点角序列可表示为：
[0150][0151][0152]
根据滑行段轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数fun
pv
( )，可得到对应每个离散点的速度矢量和位置矢量如下所示，
[0153][0154]
对于每个离散点对应的时间可用下式计算，
[0155][0156][0157]
将滑行段状态量序列定义为xc。由于没有推力作用，控制量序列uc中的全部元素取零。
[0158]
3、基于运载火箭的飞行状态确定第二主动段的飞行状态序列的实现过程
[0159]
第二主动段中，需要保持推力方向在轨道面内u始终与地心距方向r垂直，即u
·
r＝1。其中，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量。
[0160]
1)根据运载火箭的剩余飞行时长确定第二主动段的时间间隔和初始状态。
[0161]
具体的，第二主动段的时间间隔
[0162]
其中，t
f2
为运载火箭的剩余飞行时长，m为第二主动段的离散点总数-1。
[0163]
另外，第二主动段的初始状态为滑行段的终端状态。
[0164]
2)基于第二主动段的时间间隔和初始状态，采用数值积分计算出第二主动段的飞行状态量序列x2和控制量序列u2。
[0165]
在确定第二主动段的飞行状态序列的实现过程中，根据剩余飞行时长t
f2
，定义第二主动段取(m 1)个离散点，则以为时间间隔，以滑行段终端状态为第二主动段初始状态，采用数值积分的方式(欧拉积分、龙格库塔积分等)可计算出第二
主动段的飞行状态量序列x2和控制量序列u2。
[0166]
其中，为滑行段终端位置矢量，为滑行段终端速度矢量，为滑行段终端质量。
[0167]
103，根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。
[0168]
在执行步骤102之后，会得到第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列，本步骤会将第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行联立(如将各段的状态量序列和控制量序列联立)，即可获得对应跨滑行段在线重规划问题三个飞行段的初始猜想，从而实现该问题的快速求解。
[0169]
本实施例针对入轨级具有滑行段的运载火箭飞行任务剖面，为提升故障适应能力，需要运载火箭在推力下降故障情况下根据飞行状态在线联立规划第一主动段、滑行段、第二主动段，将有效载荷送入原目标轨道。提出了一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，通过合理的估计优化问题的初始猜想，使得数值优化方法的迭代求解过程能够快速收敛。
[0170]
在具体实现时会构建滑行轨道优化问题，并利用数值迭代方法快速搜索可行解作为第一主动段的初始猜想。然后在火箭滑行至远地点时进入第二主动段，从而根据轨道根数与速度、位置的转换关系获得滑行段初始猜想。在进入第二主动段后，保持推力方向在轨道面内始终与地心距方向垂直，利用数值积分获得第二主动段初始猜想。最后将三个飞行段估计的初值联立，作为运载火箭跨滑行段在线轨迹规划问题的初始猜想，以实现快速求解。
[0171]
以图2为例，本实施例提供的方法，构建第一主动段重规划问题，进而基于该问题迭代求解第一主动段飞行状态序列。计算滑行段飞行状态序列，计算第二主动段飞行状态序列，进而根据第一主动段飞行状态序列、滑行段飞行状态序列、第二主动段飞行状态序列构建跨滑行段在线重规划问题初始猜想，进而进行重规划初值估计。
[0172]
本实施例提供的运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，结合火箭入轨过程的运动特点，将跨滑行段在线规划问题分解为三个飞行段单独计算，使得初始猜想满足运动方程约束，降低了数值求解难度。
[0173]
另外，本实施例提供的运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法将第一主动段的控制变量形式简化为常值，减少了待求解变量的维数，构建了易于迭代求解的第一主动段重规划问题。
[0174]
此外，本实施例提供的运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法根据轨道转移理论，设计了无需数值迭代求解的滑行段和第二主动段运动状态估计方法，在满足初始猜想合理性的同时，提升了初始猜想的生成速度。
[0175]
本技术提供一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法，该方法包括：将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列；根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。本技术将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第
一主动段、滑行段、第二主动段，同时考虑第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计，使得估计过程更加合理，进而提升数值重规划的收敛性和快速性。
[0176]
基于运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法的同一发明构思，本实施例提供一种电子设备，该电子设备包括：存储器，处理器，以及计算机程序。
[0177]
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上述图1所示的运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法。
[0178]
具体的，
[0179]
将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段。
[0180]
基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列。
[0181]
根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。
[0182]
可选地，第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角均为常值。
[0183]
滑行段的远地点高度为原目标轨道近地点高度。
[0184]
第二主动段中，运载火箭推力方向在轨道面内始终与地心距方向垂直。
[0185]
其中，运载火箭滑行至远地点时进入第二主动段。
[0186]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列，包括：
[0187]
构建第一主动段重规划问题。第一主动段重规划问题包括：运动方程、初始状态、终端状态和控制量约束。
[0188]
采用非线性规划方法对第一主动段重规划问题进行求解，得到第一主动段的飞行状态序列x1和控制量序列u1。
[0189]
其中，u1由第一主动段各离散点上的控制量构成，第一主动段各离散点上的控制量均为
[0190]
为第一主动段在故障时刻的俯仰程序角，ψ0为第一主动段在故障时刻的偏航程序角，[]
t
为转置运算。
[0191]
可选地，运动方程为：
[0192][0193]
t＝i
sp
dm。
[0194][0195]
其中，
·
为求一阶导数运算符，p为位置矢量，v为速度矢量，t为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，i
sp
为发动机比冲，为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角。
[0196]
可选地，发射惯性坐标系中，原点o在发射点，ox轴在水平面内指向发射方向，oy轴垂直发射点当地水平面指向天，oz轴满足右手定则。
[0197]
可选地，初始状态为：
[0198]
[p,v,m]
t
(t0)＝[p0,v0,m0]
t
。
[0199]
其中，p为位置矢量，v为速度矢量，m为质量，t0为故障时刻，p0为故障时刻的位置矢量，v0为故障时刻的速度矢量，m0为故障时刻的质量。
[0200]
可选地，终端状态为：
[0201]
[a
f1
,e
f1
,i
f1
,ω
f1
,w
f1
,f
f1
]
t
＝fun
orbit
(p(t
f1
),v(t
f1
))。
[0202][0203][0204]
|i
f1-i
ref
|≤εi,|ω
f1-ω
ref
|≤ε
ω
。
[0205]
其中，a
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴，e
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道偏心率，i
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角，ω
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道升交点经度，w
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角，f
f1
为所述第一主动段的终端时刻真近点角，fun
orbit
( )为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，p(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的位置矢量，v(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的速度矢量，ha
f1
为终端时刻轨道远地点高度，rb为滑行轨道的远心距，re为地球半径，n
t
为待求解变量，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，m
load
为有效载荷质量，vb为原目标轨道近地点速度，μ为地球引力常系数，i
sp
为发动机比冲，i
ref
为目标轨道的轨道倾角，εi为轨道倾角偏差的最大值，ω
ref
为目标轨道的升交点经度，ε
ω
为升交点经度偏差的最大值。
[0206]
可选地，
[0207]
其中，ra为滑行轨道的近心距。
[0208]
可选地，控制量约束为：
[0209][0210]
其中，t为第一主动段的任一时刻，为第一主动段在t时刻的俯仰程序角，ψ(t)为第一主动段在t时刻的偏航程序角。
[0211]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定滑行段的飞行状态序列，包括：
[0212]
根据运载火箭进入滑行轨道时刻的终端状态，确定滑行段轨道根数。
[0213]
基于滑行段轨道根数确定滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量其中，j为滑行段离散点标识，j＝1,
…
,n 1，n 1为滑行段的离散点总数量，n为滑行段真近点角平分的区间数量。
[0214]
确定滑行段各离散点的时间。
[0215]
根据定滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量滑行段各离散点的时间得到滑行段的飞行状态序列xc和控制量序列uc。
[0216]
其中，uc由滑行段各离散点上的控制量构成，滑行段各离散点上的控制量均为0。
[0217]
可选地，滑行段轨道根数为
[0218]
其中，为滑行段的轨道半长轴，为滑行段的轨道偏心率，为滑行段的轨道倾角，为滑行段的轨道升交点经度，为滑行段的轨道近地点幅角，为滑行段的轨道真近点角。
[0219]
可选地，滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量满足如下关系：
[0220][0221]
其中，fun
pv
( )为滑行段轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，
[0222]
可选地，滑行段各离散点的时间满足如下关系：
[0223][0224][0225]
其中，t
f1
为第一主动段的终端时刻，j
′
为滑行段非首个离散点标识，j
′
＝2,
…
,n 1，为滑行段的离散点j
′
的偏近点角，μ为地球引力常系数。
[0226]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定第二主动段的飞行状态序列，包括：
[0227]
根据运载火箭的剩余飞行时长确定第二主动段的时间间隔和初始状态。
[0228]
基于第二主动段的时间间隔和初始状态，采用数值积分计算出第二主动段的飞行状态量序列x2和控制量序列u2。
[0229]
可选地，第二主动段的时间间隔
[0230]
其中，t
f2
为运载火箭的剩余飞行时长，m为第二主动段的离散点总数-1。
[0231]
可选地，第二主动段的初始状态为滑行段的终端状态。
[0232]
本实施例提供的电子设备，其上计算机程序被处理器执行以将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列；根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。本实施例将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段，同时考虑第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计，使得估计过程更加合理，进而提升数值重规划的收敛性和快速性。
[0233]
基于运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法的同一发明构思，本实施例提供一种计算机可其上存储有计算机程序。计算机程序被处理器执行以实现上述图1
所示的运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法。
[0234]
具体的，
[0235]
将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段。
[0236]
基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列。
[0237]
根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。
[0238]
可选地，第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角均为常值。
[0239]
滑行段的远地点高度为原目标轨道近地点高度。
[0240]
第二主动段中，运载火箭推力方向在轨道面内始终与地心距方向垂直。
[0241]
其中，运载火箭滑行至远地点时进入第二主动段。
[0242]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列，包括：
[0243]
构建第一主动段重规划问题。第一主动段重规划问题包括：运动方程、初始状态、终端状态和控制量约束。
[0244]
采用非线性规划方法对第一主动段重规划问题进行求解，得到第一主动段的飞行状态序列x1和控制量序列u1。
[0245]
其中，u1由第一主动段各离散点上的控制量构成，第一主动段各离散点上的控制量均为
[0246]
为第一主动段在故障时刻的俯仰程序角，ψ0为第一主动段在故障时刻的偏航程序角，[]
t
为转置运算。
[0247]
可选地，运动方程为：
[0248][0249]
t＝i
sp
dm。
[0250][0251]
其中，
·
为求一阶导数运算符，p为位置矢量，v为速度矢量，t为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，i
sp
为发动机比冲，为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角。
[0252]
可选地，发射惯性坐标系中，原点o在发射点，ox轴在水平面内指向发射方向，oy轴垂直发射点当地水平面指向天，oz轴满足右手定则。
[0253]
可选地，初始状态为：
[0254]
[p,v,m]
t
(t0)＝[p0,v0,m0]
t
。
[0255]
其中，p为位置矢量，v为速度矢量，m为质量，t0为故障时刻，p0为故障时刻的位置矢量，v0为故障时刻的速度矢量，m0为故障时刻的质量。
[0256]
可选地，终端状态为：
[0257]
[a
f1
，e
f1
,i
f1
,ω
f1
,w
f1
,f
f1
]
t
＝fun
orbit
(p(t
f1
),v(t
f1
))。
[0258][0259][0260]
|i
f1-i
ref
|≤εi,|ω
f1-ω
ref
|≤ε
ω
。
[0261]
其中，a
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴，e
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道偏心率，i
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角，ω
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道升交点经度，w
f1
为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角，f
f1
为所述第一主动段的终端时刻真近点角，fun
orbit
( )为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，t
f1
为所述第一主动段的终端时刻，p(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的位置矢量，v(t
f1
)为所述第一主动段的终端时刻的速度矢量，ha
f1
为终端时刻轨道远地点高度，rb为滑行轨道的远心距，re为地球半径，n
t
为待求解变量，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，m
load
为有效载荷质量，vb为原目标轨道近地点速度，μ为地球引力常系数，i
sp
为发动机比冲，i
ref
为目标轨道的轨道倾角，εi为轨道倾角偏差的最大值，ω
ref
为目标轨道的升交点经度，ε
ω
为升交点经度偏差的最大值。
[0262]
可选地，
[0263]
其中，ra为滑行轨道的近心距。
[0264]
可选地，控制量约束为：
[0265][0266]
其中，t为第一主动段的任一时刻，为第一主动段在t时刻的俯仰程序角，ψ(t)为第一主动段在t时刻的偏航程序角。
[0267]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定滑行段的飞行状态序列，包括：
[0268]
根据运载火箭进入滑行轨道时刻的终端状态，确定滑行段轨道根数。
[0269]
基于滑行段轨道根数确定滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量其中，j为滑行段离散点标识，j＝1,
…
,n 1，n 1为滑行段的离散点总数量，n为滑行段真近点角平分的区间数量。
[0270]
确定滑行段各离散点的时间。
[0271]
根据定滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量滑行段各离散点的时间得到滑行段的飞行状态序列xc和控制量序列uc。
[0272]
其中，uc由滑行段各离散点上的控制量构成，滑行段各离散点上的控制量均为0。
[0273]
可选地，滑行段轨道根数为
[0274]
其中，为滑行段的轨道半长轴，为滑行段的轨道偏心率，为滑行段的轨道倾角，为滑行段的轨道升交点经度，为滑行段的轨道近地点幅角，为滑行段
的轨道真近点角。
[0275]
可选地，滑行段各离散点的速度矢量和位置矢量满足如下关系：
[0276][0277]
其中，fun
pv
( )为滑行段轨道根数与发射惯性坐标系下位置和速度之间的转换关系函数，
[0278]
可选地，滑行段各离散点的时间满足如下关系：
[0279][0280][0281]
其中，t
f1
为第一主动段的终端时刻，j
′
为滑行段非首个离散点标识，j
′
＝2,
…
,n 1，为滑行段的离散点j
′
的偏近点角，μ为地球引力常系数。
[0282]
可选地，基于运载火箭的飞行状态确定第二主动段的飞行状态序列，包括：
[0283]
根据运载火箭的剩余飞行时长确定第二主动段的时间间隔和初始状态。
[0284]
基于第二主动段的时间间隔和初始状态，采用数值积分计算出第二主动段的飞行状态量序列x2和控制量序列u2。
[0285]
可选地，第二主动段的时间间隔
[0286]
其中，t
f2
为运载火箭的剩余飞行时长，m为第二主动段的离散点总数-1。
[0287]
可选地，第二主动段的初始状态为滑行段的终端状态。
[0288]
本实施例提供的计算机可读存储介质，其上的计算机程序被处理器执行以将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段；基于运载火箭的飞行状态确定第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列；根据第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计。本实施例将运载火箭推力下降故障情况下的轨迹分为第一主动段、滑行段、第二主动段，同时考虑第一主动段的飞行状态序列、滑行段的飞行状态序列、第二主动段的飞行状态序列进行重规划初值估计，使得估计过程更加合理，进而提升数值重规划的收敛性和快速性。
[0289]
本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术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，本技术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。本技术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。
[0290]
本技术是参照根据本技术实施例的方法、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。
[0291]
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。
[0292]
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。
[0293]
尽管已描述了本技术的优选实施例，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技术范围的所有变更和修改。
[0294]
显然，本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样，倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术也意图包含这些改动和变型在内。