阅读说明：本技术 一种基于迭代制导的运载火箭轨道参数重构方法 (Carrier rocket orbit parameter reconstruction method based on iterative guidance ) 是由 毛承元 陈尔康 邱伟 郝钏钏 匡东政 于 2021-08-23 设计创作，主要内容包括：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。(The invention relates to a carrier rocket orbit parameter reconstruction method based on iterative guidance, which belongs to the field of carrier rocket guidance control and comprises the following steps: 1, collecting the state information of a carrier rocket; 2, calculating the propellant consumption entering the target track according to the state information, if the propellant consumption is less than the available amount, normally flying to the original target track, and if the propellant consumption is more than the available amount, reconstructing track parameters; 3, searching the parameters of the reconstructed orbit on line, and taking the reconstructed orbit obtained by searching as a new target orbit; and 4, controlling the carrier rocket to fly to the new target orbit. The method is based on iterative guidance, has simple principle and convenient and fast engineering realization, can judge whether the carrier rocket can enter the target orbit according to the state information, and searches the reconstructed orbit parameter on line if necessary, so that the carrier rocket has the autonomous orbit reconstruction capability, avoids or reduces economic loss under the fault condition, and improves the launching task performance capability.)

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[V_x0,V_y0,V_z0]，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和半长轴搜索参数h，获得第一待定目标轨道的半长轴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的方法，具体为：

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的方法，具体为：

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[V_x0,V_y0,V_z0]，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半长轴为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：判断是否小于最低半长轴阈值；若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的方法，具体为：

步骤41：根据原目标轨道的半长轴和半长轴搜索参数h，获得第一待定目标轨道的半长轴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：

其中，h的取值范围为100～1000米。

给定两条半长轴分别为和的目标轨道，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：

给定半长轴为的目标轨道，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

步骤44：将第二待定目标轨道的半长轴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。