一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法与流程

本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，火箭的轨迹在线规划技术领域。

背景技术：

在线轨迹规划技术是一项运载器飞行过程中实时规划一条运载器运动轨迹满足各种等式及不等式约束条件的技术。在垂直起降重复使用火箭下落段中的飞行控制中，在线轨迹规划技术的引入可以解决火箭开始下落位置的不确定性难题。现有轨迹规划问题描述中动力学等式约束描述了一般只是考虑了飞行过程中位置、速度、加速度及控制量之间的关系，并没有将发动机特性描述引入其中，导致制导精度差。而真实的火箭在飞行试验中，发动机特性会从根本上影响火箭的运动状况，主控机给的控制指令发动机无法及时响应，即使规划出了一条可行的飞行轨迹，也不能按照既定的规划去完成飞行任务。

如何在发动机在线轨迹规划中引入发动机稳态特性和发动机调节特性，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，提供一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，将发动机特性引入在线轨迹规划动力学等式约束描述中，引入量包含发动机稳态特性和发动机调节特性，以解决真实飞行过程中主控机给的控制指令发动机无法及时响应的问题，最终使火箭按照既定的规划轨迹去完成飞行任务。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，包括如下步骤：

(1)构建火箭在线轨迹规划动力学微分方程；

(2)构建发动机特性等效模型；

(3)获取发动机特性等效模型的动力学微分方程形式，并补入动力学微分方程；

(4)在微分方程中补加火箭竖直方向加速度ay的微分方程；

(5)构建包含发动机特性的在线轨迹规划动力学等式约束方程；

(6)实时获取状态量x，通过线轨迹规划动力学等式约束方程实时求解控制量u；

(7)获取水平面内横纵方向所产生的推力加速度指令ux,uz，计算发动机推力指令，按照推力指令控制发动机。

优选的，在线轨迹规划动力学微分方程为：

其中y为火箭竖直方向的位移，ay为火箭竖直方向产生的加速度，vy为火箭竖直方向产生的速度。

优选的，发动机特性等效二阶模型如下：

其中uy为竖直方向所产生的推力加速度指令，k为等效稳态增益，w为等效频率，ξ为等效阻尼系数，s为变换算子。

优选的，测量发动机的真实增益作为k值，真实相应频率作为w，真实阻尼系数作为ξ值。

优选的，进行火箭半实物仿真，根据发动机推力响应偏差，调整k、w、ξ的值，减小发动机推力响应偏差。

优选的，动力学微分方程根据实际精度要求，发动机特性等效模型采用一阶、二阶或三阶等效模型。

优选的，等效模型的动力学微分方程形式如下：

优选的，补入的火箭竖直方向加速度ay的微分方程范围

优选的，在线轨迹规划动力学等式约束方程如下：

其中状态量和控制量u＝[uy]′a和b分别为状态量和控制量前的系数。

优选的，

优选的，计算发动机推力指令t的公式如下：

其中m为火箭质量，g为重力加速度。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明将离线测得的火箭的发动机特性添加到在线轨迹规划动力学微分方程中，解决真实飞行过程中主控机给的控制指令发动机无法及时响应的技术难题，最终使火箭按照既定的规划轨迹去完成飞行任务。

(2)本发明通过直接限制发动机指令值的大小，进而约束了火箭竖直方向加速度的范围，保证了火箭飞行过程中的稳定性。

(3)当接近飞行结束时，可以直接限制发动机指令值等于g/k，保证火箭的真实推力产生的加速度值等于g，实现软着陆。

附图说明

图1为垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法方案示意图。

具体实施方式

本发明的技术方案是在已有的在线轨迹规划动力学等式约束描述中添加发动机特性部分，将发动机特性描述改为动力学微分方程形式引入在线轨迹规划动力学等式微分方程中即可，如图1所示。

具体实现步骤如下：

1)构建火箭在线轨迹规划动力学微分方程

按照发射惯性坐标系原点在发射点o，ox轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向；oy轴垂直于发射点水平面，指向上方，oz轴垂直于xoy面，构成右手坐标系。

设火箭竖直方向的位移为y，竖直方向产生的速度vy，竖直方向产生的加速度为ay。则可构建动力学方程如下：

2)构建发动机特性等效二阶模型

设竖直方向所产生的推力指令为uy，为使推导方便，在此将推力指令uy定义为加速度形式。本发明选用的发动机模型为二阶模型，其中发动机稳态增益为k，频率为w，阻尼系数为ξ，则发动机的等效二阶模型如下：

3)获取发动机特性等效模型的动力学微分方程形式，并补入动力学微分方程：

上式等效模型二阶形式，根据实际精度要求选择等效模型的形式，也可采用一阶、三阶等形式。

4)在微分方程中补加ay的微分方程

5)构建包含发动机特性的在线轨迹规划动力学等式约束方程

设状态量x和控制量u分别为：

则可得到包含发动机特性的在线轨迹规划动力学微分方程如下，其中a和b分别为状态量和控制量前的系数。

可以设置每个状态量和控制量的约束，进而保证了火箭在飞行过程中发动机控制指令不会超出发动机本身的能力范围。

6)实时获取状态量x，通过线轨迹规划动力学等式约束方程实时求解控制量u。

7)获取水平面内横纵方向所产生的推力加速度指令ux,uz，计算发动机推力指令

m为火箭质量，g为重力加速度。

按照推力指令控制发动机。ux,uz姿态控制回路中计算获得，在发动机特性回路中直接使用这两个参数。

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。

本发明说明书中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。