[发明专利]一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法

说明书

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，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。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。当飞行接近结束时，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。

技术领域

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。

发明内容

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a_y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u_x,u_z，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，a_y为火箭竖直方向产生的加速度，v_y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u_y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。