一种制导参数的优选/优化设计方法与流程

本发明涉及一种制导参数的优选/优化设计方法，主要针对有明确技术指标要求的情形，核心是优化目标函数的设计，可用于运载火箭入轨、卫星变轨等多目标均衡优化设计，属于制导控制技术领域。

背景技术

近些年，我国加快北斗导航系统、空间站、通信卫星等空间部署，运载火箭发射任务数量逐年递增。日益高强度、高密度的发射对运载火箭的精度、可靠性提出了更高的要求。同时，为满足长寿命、小死重等微小卫星发展趋势，需要尽力降低依靠卫星自主变轨的压力，努力提高运载火箭将卫星等有效载荷送入预定轨道的精度。

目前，对运载火箭星箭分离时刻的入轨精度评定一般根据六个独立指标来衡量：近地点高度偏差δhp、轨道周期偏差δt、轨道倾角偏差δi、近地点幅角偏差δω、升交点赤经偏差δω、入轨时间偏差δt等。若这六个指标完全符合技术指标要求，则说明制导系统精度满足要求。如何在制导参数的设计过程中，利用不断发展的计算机技术等开展参数的自动优化设计，降低人工调整设计参数对经验的依赖，即降低对设计人员水平的要求，降低劳动强度，降低技术指标实现的不均衡性，同时提高设计效率，是需要面对的紧迫问题，因此，对制导参数进行快速优化是本领域亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种制导参数的优选/优化设计方法，能够将独立的多个指标合理地综合成一个指标，从而在保证效果的基础上有效降低运算复杂度。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种制导参数的优选方法，包括如下步骤：

(1)根据任务，建立制导方程；

(2)设置多组制导参数，分别对所建立制导方程进行仿真，获得多组具有精度要求的轨道根数值；

(3)计算每组轨道根数值与所要求的标准值的偏差；

(4)对计算的偏差进行无量纲化处理；

(5)判断无量纲处理后的偏差值是否存在绝对值大于1情况，如存在则直接判不合格，否则进入步骤(6)；

(6)对每组无量纲化的偏差求均值m、标准差σ；

(7)构建多目标均衡目标函数：

(8)比较每组参数对应的目标函数值l，选择目标函数值l最小的一组制导参数。

优选的，步骤(2)中所述的具有精度要求的轨道根数值为近地点高度hp、轨道周期t、轨道倾角i、近地点幅角ω、升交点赤经ω、入轨时间t。

优选的，步骤(3)中所述的偏差包括近地点高度偏差δhp、轨道周期偏差δt、轨道倾角偏差δi、近地点幅角偏差δω、升交点赤经偏差δω、入轨时间偏差δt，计算方法如下：

δhp＝hp-hpr

δt＝t-tr

δi＝i-ir

δω＝ω-ωr

δω＝ω-ωr

δt＝t-tr

其中，hpr、tr、i、ωr、ωr、tr是标准轨迹下的近地点高度、轨道周期、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、入轨时间。

优选的，步骤(4)中对计算的偏差进行无量纲化处理具体方法如下：

其中，δhpr、δtr、δir、δωr、δωr、δtr为技术指标要求最大允许偏差；uhp、ut、ui、uω、uω、ut表示无量纲的近地点高度偏差、轨道周期偏差、轨道倾角偏差、近地点幅角偏差、升交点赤经偏差、入轨时间偏差。

优选的，步骤(6)中对每组无量纲化的偏差求均值m、标准差σ具体方法如下：

其中，n为终端精度要求的轨道根数值的个数。

同时提供一种制导参数的优化方法，包括如下步骤：

(1)根据任务，建立制导方程；

(2)根据所选择的优化算法设置制导参数初值，分别对所建立制导方程进行仿真，获得多组具有精度要求的轨道根数值；

(3)计算每组轨道根数值与所要求的标准值的偏差；

(4)对计算的偏差进行无量纲化处理；

(5)判断无量纲处理后的偏差值是否存在绝对值大于1情况，如存在则直接判不合格，否则进入步骤(6)；

(6)对每组无量纲化的偏差求均值m、标准差σ；

(7)构建多目标均衡优化目标函数：

(8)将多目标均衡优化目标函数作为优化算法中的目标函数，利用优化算法进行迭代求解，直到满足设定收敛条件，获得一组优化后的制导参数。

优选的，步骤(2)中所述的具有精度要求的轨道根数值为近地点高度hp、轨道周期t、轨道倾角i、近地点幅角ω、升交点赤经ω、入轨时间t。

优选的，步骤(3)中所述的偏差包括近地点高度偏差δhp、轨道周期偏差δt、轨道倾角偏差δi、近地点幅角偏差δω、升交点赤经偏差δω、入轨时间偏差δt，计算方法如下：

δhp＝hp-hpr

δt＝t-tr

δi＝i-ir

δω＝ω-ωr

δω＝ω-ωr

δt＝t-tr

其中，hpr、tr、i、ωr、ωr、tr是标准轨迹下的近地点高度、轨道周期、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、入轨时间。

优选的，步骤(4)中对计算的偏差进行无量纲化处理具体方法如下：

其中，δhpr、δtr、δir、δωr、δωr、δtr为对应技术指标要求最大允许偏差；uhp、ut、ui、uω、uω、ut表示无量纲的近地点高度偏差、轨道周期偏差、轨道倾角偏差、近地点幅角偏差、升交点赤经偏差、入轨时间偏差。

优选的，步骤(6)中对每组无量纲化的偏差求均值m、标准差σ具体方法如下：

其中，n为终端精度要求的轨道根数值的个数。

优选的，所述优化算法采用遗传算法、粒子群算法或蚁群算法。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明针对特定点的优化，综合考虑了多指标约束，且进行了无量纲化，对无量纲的独立性指标进行处理得到均衡、综合的目标函数，将多指标优化问题转化为一个综合指标优化问题，简化了地面设计过程中制导参数调整过程中的工作量以及对计算资源的消耗，最终降低对设计人员设计经验的依赖，且显著提升技术指标实现的均衡性。

(2)本发明基于具有终端精度要求的轨道根数构建评价指标函数，结合优化算法确定制导参数，巧妙地构建目标方程，具有广泛的工程应用性。

(3)本发明同时提供一种制导参数的优选方法，便于设计人员面对多组制导参数时，能够快速准确地确定最优化的制导参数，提高了设计效率。

附图说明

图1为本发明制导参数的优化方法流程示意图；

图2为轨道根数示意图。

具体实施方式

下面结合具体例子对本发明做进一步介绍。

设计人员面对多组制导参数时，通常需要分别反复调整各个制导参数，根据运行结果，判断各项制导精度指标是否满足要求，使得制导参数的设计过程极为繁琐复杂。为了降低设计工作量以及对计算资源的消耗，最终降低对设计人员设计经验的依赖，提升技术指标实现的均衡性，本发明对制导参数进行综合、均衡评估，提供了一种制导参数的优选/优化设计方法。

本发明提供的一种制导参数优选方法，具体计算过程如下：

(1)根据任务，利用现有方法建立制导方程；

(2)设置多组制导参数，分别对所建立制导方程进行仿真，获得多组具有终端精度要求的轨道根数值，例如可以包括近地点高度hp、轨道周期t、轨道倾角i、近地点幅角ω、升交点赤经ω、入轨时间t；轨道根数示意图参见图2。

(3)计算每组轨道根数值的偏差，包括近地点高度偏差δhp、轨道周期偏差δt、轨道倾角偏差δi、近地点幅角偏差δω、升交点赤经偏差δω、入轨时间偏差δt。

δhp＝hp-hpr

δt＝t-tr

δi＝i-ir

δω＝ω-ωr

δω＝ω-ωr

δt＝t-tr

其中，hpr、tr、i、ωr、ωr、tr是标准轨迹下的近地点高度、轨道周期、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、入轨时间，根据设计的标准弹道计算获得。

(4)对每组轨道根数值的偏差进行无量纲化处理。具体方法如下：

其中，δhpr、δtr、δir、δωr、δωr、δtr为对应技术指标要求最大允许偏差；uhp、ut、ui、uω、uω、ut表示无量纲的近地点高度偏差、轨道周期偏差、轨道倾角偏差、近地点幅角偏差、升交点赤经偏差、入轨时间偏差，是后续处理的初步参数。

(5)判断无量纲处理后的偏差值是否存在绝对值大于1情况，如存在则直接判不合格，否则进入步骤(6)；

(6)对每组偏差求均值m、标准差σ。具体方法如下：

其中，n为终端精度要求的轨道根数值的个数，通常为6。

(7)多目标均衡目标函数构建。

(8)比较每组参数对应的目标函数值l，选择目标函数值l最小的一组制导参数作为最终的设计参数。

针对设计人员根据经验反复调整制导参数，本发明引入优化算法，并提供了一种均衡的多目标约束目标函数。本发明提供的一种制导参数的优化方法，具体计算过程如下：

(1)根据任务，利用现有方法建立制导方程；

(2)根据所选择的优化算法设置制导参数初值，分别对所建立制导方程进行仿真，获得多组具有终端精度要求的轨道根数值，包括近地点高度hp、轨道周期t、轨道倾角i、近地点幅角ω、升交点赤经ω、入轨时间t；

(3)计算每组轨道根数值的偏差，包括近地点高度偏差δhp、轨道周期偏差δt、轨道倾角偏差δi、近地点幅角偏差δω、升交点赤经偏差δω、入轨时间偏差δt。

δhp＝hp-hpr

δt＝t-tr

δi＝i-ir

δω＝ω-ωr

δω＝ω-ωr

δt＝t-tr

其中，hpr、tr、i、ωr、ωr、tr是标准轨迹下的近地点高度、轨道周期、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、入轨时间，根据设计的标准弹道计算获得。

(4)对每组轨道根数值的偏差进行无量纲化处理。具体方法如下：

其中，δhpr、δtr、δir、δωr、δωr、δtr为对应技术指标要求最大允许偏差；uhp、ut、ui、uω、uω、ut表示无量纲的近地点高度偏差、轨道周期偏差、轨道倾角偏差、近地点幅角偏差、升交点赤经偏差、入轨时间偏差，是后续处理的初步参数。

(5)判断无量纲处理后的偏差值是否存在绝对值大于1情况，如存在则直接判不合格，否则进入步骤(6)；

(6)对每组偏差求均值m、标准差σ。具体方法如下：

其中，n为终端精度要求的轨道根数值的个数，通常为6。

(7)构建多目标均衡优化目标函数。其最大值应不超过2，且越小表明制导系统精度越高。

s.t|δhp|-|δhpr|≤0

|δt|-|δtr|≤0

|δi|-|δir|≤0

|δω|-|δωr|≤0

|δω|-|δωr|≤0

|δt|-|δtr|≤0

(8)将多目标均衡优化目标函数作为优化算法中的目标函数，利用优化算法进行迭代求解，直到满足设定收敛条件，获得一组优化后的制导参数。

所述的优化算法可采用遗传算法、粒子群算法、蚁群算法等。本发明的优化方法，通过对各项终端精度指标进行均衡、综合地处理，构建优化算法中的目标函数，进而得到优化后的制导参数。可应用于地面系统设计阶段对特定点、有具体指标约束的运载火箭入轨精度评定，制导参数的设计。亦可用于中低轨在轨飞行器、空间再入返回飞行器的变轨精度评定，制导参数的设计。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。