[发明专利]一种火箭推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹重规划方法

说明书

本发明公开了一种火箭推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹重规划方法，包括：构建各种推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹优化问题；采用自适应伪谱法离线求解椭圆救援轨道的轨迹优化问题，得到故障状态‑入轨参数的样本集；采用最大最小法对样本数据进行归一化处理，通过正交最小二乘法选择径向基神经网络数据中心，其中径向基函数为高斯基函数，离线训练径向基神经网络，从而建立故障状态到入轨参数非线性映射关系；采用自适应伪谱法在线求解最优推进剂优化问题，即可得到飞行轨迹。本发明通过径向基神经网络决策入轨参数为在线椭圆救援轨道的轨迹规划提供合理的初值，且能避免出现因目标函数中各变量之间的冲突导致的计算效率降低。

技术领域

本发明涉及故障下运载火箭救援技术领域，具体涉及一种火箭推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹重规划方法。

背景技术

发动机作为火箭动力装置，是全箭飞行可靠性及安全性的决定因素。在实际飞行任务中，运载火箭发动机故障等原因易造成推力下降，如果继续沿用标称弹道条件下的制导控制方案将难以完成任务，会导致飞行任务失败。

一般情况下，轨迹优化问题被描述为最优控制问题，传统的求解方法中自适应伪谱法被广泛应用。然而，仅用自适应伪谱法在解决推力下降故障的在线轨迹优化问题时存在一些不足。首先，对在线轨迹优化问题的初值设置不当可能会导致自适应伪谱法求解耗时较长或不收敛。其次，目标函数中轨道元素之间的矛盾会导致搜索方向发散，或搜索步长减小，从而降低在线应用的可行性。

发明内容

针对自适应伪谱法在推力下降故障的在线轨迹重规划中求解耗时长或不收敛的不足，本发明提供一种轨迹重规划方法，为在线椭圆救援轨道的轨迹规划提供合理的初值，且能避免出现因目标函数中各变量之间的冲突导致的计算效率降低。

为实现上述目的，本申请的技术方案为：一种火箭推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹重规划方法，包括：

在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程，以不同的故障时刻、推力下降百分比设置边界条件和约束条件，构建各种推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹优化问题；

采用自适应伪谱法离线求解椭圆救援轨道的轨迹优化问题，得到故障状态-入轨参数的样本集，其中样本集的输入特征为故障状态，所述故障状态包括推力故障的时刻、推力下降的大小、位置、速度和质量，其中样本集的输出特征为入轨参数，所述入轨参数包括轨道半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、终端的控制变量；

采用最大最小法对样本数据进行归一化处理，将所有数据规范化到[-1,1]之间，通过正交最小二乘法选择径向基神经网络数据中心，其中径向基函数为高斯基函数，离线训练径向基神经网络，从而建立故障状态到入轨参数非线性映射关系；

将径向基神经网络迁移到火箭实际飞行中，以飞行的故障状态作为输入，该径向基神经网络在线决策出入轨参数；利用决策出的救援轨道根数和终端控制变量，为轨迹规划设置合理的初始猜测值；利用决策出的救援轨道根数将椭圆救援轨道的轨迹优化问题转化为最优推进剂优化问题，采用自适应伪谱法在线求解最优推进剂优化问题，即可得到飞行轨迹。

进一步的，构建各种推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹优化问题时：

设X₁轴在赤道平面内指向发射时刻本初子午线方向，Z₁轴垂直赤道平面指向北极，Y₁轴满足右手定则，在地心惯性坐标系中建立火箭的上升段二级飞行动力学方程如下：