[發明專利]一種垂直起降火箭在線軌跡規劃的發動機特性處理方法

有效

• 申請號: 201811528443.2
• 申請日: 2018-12-13
• 公開（公告）號: CN109711010B
• 公開（公告）日: 2023-05-12
• 發明（設計）人: 駱無意;呂新廣;施健鋒;王聰;宋征宇;鞏慶海;郭少波;柳嘉潤
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F30/15;G06F17/13;G06F17/16;G06F119/14;G06F111/04
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 徐輝

本發明涉及一種垂直起降火箭在線軌跡規劃的發動機特性處理方法，將離線測得的火箭的發動機特性添加到在線軌跡規劃動力學微分方程中，解決真實飛行過程中主控機給的控制指令發動機無法及時響應的技術難題，最終使火箭按照既定的規劃軌跡去完成飛行任務。本發明通過直接限制發動機指令值的大小，進而約束了火箭豎直方向加速度的范圍，保證了火箭飛行過程中的穩定性。當飛行接近結束時，可以直接限制發動機指令值等于g/k，保證火箭的真實推力產生的加速度值等于g，實現軟著陸。

技術領域

本發明涉及一種垂直起降火箭在線軌跡規劃的發動機特性處理方法，火箭的軌跡在線規劃技術領域。

背景技術

在線軌跡規劃技術是一項運載器飛行過程中實時規劃一條運載器運動軌跡滿足各種等式及不等式約束條件的技術。在垂直起降重復使用火箭下落段中的飛行控制中，在線軌跡規劃技術的引入可以解決火箭開始下落位置的不確定性難題。現有軌跡規劃問題描述中動力學等式約束描述了一般只是考慮了飛行過程中位置、速度、加速度及控制量之間的關系，并沒有將發動機特性描述引入其中，導致制導精度差。而真實的火箭在飛行試驗中，發動機特性會從根本上影響火箭的運動狀況，主控機給的控制指令發動機無法及時響應，即使規劃出了一條可行的飛行軌跡，也不能按照既定的規劃去完成飛行任務。

如何在發動機在線軌跡規劃中引入發動機穩態特性和發動機調節特性，是本領域亟待解決的技術問題。

發明內容

本發明的目的在于克服現有技術的不足，提供一種垂直起降火箭在線軌跡規劃的發動機特性處理方法，將發動機特性引入在線軌跡規劃動力學等式約束描述中，引入量包含發動機穩態特性和發動機調節特性，以解決真實飛行過程中主控機給的控制指令發動機無法及時響應的問題，最終使火箭按照既定的規劃軌跡去完成飛行任務。

本發明目的通過如下技術方案予以實現：

提供一種垂直起降火箭在線軌跡規劃的發動機特性處理方法，包括如下步驟：

(1)構建火箭在線軌跡規劃動力學微分方程；

(2)構建發動機特性等效模型；

(3)獲取發動機特性等效模型的動力學微分方程形式，并補入動力學微分方程；

(4)在微分方程中補加火箭豎直方向加速度a_y的微分方程；

(5)構建包含發動機特性的在線軌跡規劃動力學等式約束方程；

(6)實時獲取狀態量X，通過線軌跡規劃動力學等式約束方程實時求解控制量U；

(7)獲取水平面內橫縱方向所產生的推力加速度指令u_x,u_z，計算發動機推力指令，按照推力指令控制發動機。

優選的，在線軌跡規劃動力學微分方程為：

其中y為火箭豎直方向的位移，a_y為火箭豎直方向產生的加速度，v_y為火箭豎直方向產生的速度。

優選的，發動機特性等效二階模型如下：

其中u_y為豎直方向所產生的推力加速度指令，k為等效穩態增益，w為等效頻率，ξ為等效阻尼系數，s為變換算子。

優選的，測量發動機的真實增益作為k值，真實相應頻率作為w，真實阻尼系數作為ξ值。

優選的，進行火箭半實物仿真，根據發動機推力響應偏差，調整k、w、ξ的值，減小發動機推力響應偏差。

優選的，動力學微分方程根據實際精度要求，發動機特性等效模型采用一階、二階或三階等效模型。