CN104369875A - 基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法及*** - Google Patents

Abstract

基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法及***，首先获取航天器当前轨道计算的***状态方程并降维得到控制变量的低阶方程，然后通过计算降维后得到的中间量而得到控制变量，最后根据控制变量控制航天器飞行轨道，并以用户指定的周期检查跟航天器轨道计算有关的参数变化，如果检查到变化重新计算控制变量来调整航天器飞行轨道，如果没有检查到变化，航天器按照原计算轨道运行。本发明填补了传统航天器领域的空白，使航天器具有了实时的最优轨道跟踪能力，提高了航天器在障碍规避、突破拦截等方面的表现。

Description

基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法及***

技术领域

本发明涉及一种航天器制导控制方法及***，特别是一种基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法及***。

背景技术

传统的航天器轨道计算与航空器相比，大多采用弹道模式。因此在遭遇到突发干扰，如拦截、障碍物等情况下，其机动性、反应速度无法保证。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，对航天器的实时轨道计算及控制，提供了一种可以实现最优化轨道实时计算的方法及***。

本发明的技术解决方案是：基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法，包括如下步骤：

(1)从外界获取航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数，然后调用NPSOL计算得样条参数所述约束条件包括航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度；所述成本函数是轨道计算优化目标与约束条件的函数关系；

(2)获取航天器当前轨道计算的***状态方程并记为x⁽¹⁾＝f(x,u)，其中x为航天器状态变量，u为航天器控制变量，将***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)降维得到

z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))

其中x⁽¹⁾为状态变量x的一阶导数，u⁽ⁱ⁾为u的i阶导数，i＝1,2...r，z为向量，向量中的元素记为z_j，j为正整数；所述控制变量u为发动机推力姿态控制喷管推力；

(3)获取样条基函数使用步骤(1)计算得到的样条参数计算z向量中的元素z_j为

$z_j=\underset{i=1}{\overset{q_j}{\mathrm{\Σ}}}{B}_{i,k_j}{C}_i^j$

将得到的z_j带入z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))后计算得到控制变量u，其中：q_j＝l_j(k_j-m_j)+m_j，l_j是节点间隔数，k_j是多项式最高次数，m_j是平滑度；

(4)航天器在飞行过程中根据控制变量u控制飞行轨道，并周期性检查航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件或者成本函数是否发生变化，如果检查到变化返回步骤(1)计算得到新的样条参数并将新的样条参数依次代入步骤(3)计算得到新的控制变量u，并用新的控制变量u控制航天器飞行轨道；如果没有检查到变化，则不进行任何操作。

基于非线性轨道计算的航天器制导控制***，包括：***降维模块、轨道计算模块、制导控制模块、变化检查模块，其中：

***降维模块：获取航天器当前轨道计算的***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)，其中x为航天器状态变量，u为航天器控制变量，将***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)降维得到

z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))

并送至轨道计算模块其中，x⁽¹⁾为状态变量x的一阶导数，u⁽ⁱ⁾为u的i阶导数，i＝1,2...r，z为向量，向量中的元素记为z_j，j为正整数；所述控制变量u为发动机推力姿态控制喷管推力；

轨道计算模块：获取航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数，然后调用NPSOL计算得样条参数然后获取样条基函数计算z向量中的元素z_j为

$z_j=\underset{i=1}{\overset{q_j}{\mathrm{\Σ}}}{B}_{i,k_j}{C}_i^j$

最后将得到的z_j带入z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))后计算得到控制变量u并送至制导控制模块，其中：q_j＝l_j(k_j-m_j)+m_j，l_j是节点间隔数，k_j是多项式最高次数，m_j是平滑度；所述约束条件包括航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度；所述成本函数是轨道计算优化目标与约束条件的函数关系；

制导控制模块：接收控制变量并按照控制变量控制航天器飞行轨道；

变化检查模块：周期性检查航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件或者成本函数是否发生变化，如果检查到变化，则将变化后的航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数发送到轨道计算模块计算新的样条参数和新的控制变量u；如果没有检查到变化，则不进行任何操作。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明使航天器在飞行过程中具有实时的最优轨道跟踪能力，填补了传统航天器领域的空白，具有此能力的航天器，尤其是采取亚轨道巡航方式飞行的航天器将在障碍规避、突破拦截等方面具有优越的表现。

附图说明

图1为本发明方法及***的整体架构图；

图2为本发明方法及***的轨道计算过程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的运行方式做进一步说明：

1、如图1所示，整个***的运行流程从“规范化输入”开始，用户获取航天器轨道计算的约束条件(航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度)和成本函数(轨道计算优化目标与约束条件的函数关系)，使用***降维模块将航天器轨道计算的***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)进行降维度处理，得到航天器控制变量的低阶求解方程z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))后送至轨道计算模块，其中x⁽¹⁾为状态变量x的一阶导数，u⁽ⁱ⁾为u的i阶导数，转换函数g(x)为降维后得到的使用x、u、x的导数和u的导数的组合构造z的函数。

2、轨道计算模块根据航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数，调用NPSOL计算得样条参数其中约束条件包括航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度，成本函数是轨道计算优化目标与约束条件的函数关系。

然后获取样条基函数航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、非线性规划所需要的节点间隔数、多项式最高次数、平滑度的数值、样条参数并带入公式，

$z_j=\underset{i=1}{\overset{q_j}{\mathrm{\Σ}}}{B}_{i,k_j}{C}_i^j$

得到z_j，将带入航天器***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)降维得到的公式，计算得到控制变量u，其中：z_j是第j个输出量，k_j是多项式最高次数，是样条基函数，q_j为参数个数总和，其取值是q_j＝l_j(k_j-m_j)+m_j，l_j是节点间隔数，m_j是平滑度，是样条参数。控制变量是前馈信号向量，代表发动机推力姿态控制喷管推力。第一次计算完成后，仿真/制导控制***开始工作，并以用户指定的周期对来自环境、指控中心等方面的变化进行检查。

3、制导控制模块接收到最优轨道的控制信号序列后，制导控制模块根据状态变量和信号控制航天器轨道。

4、航天器飞行过程中，变化检查模块周期性检查航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数是否发生变化，如果检查到变化，则将变化后的航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数发送到轨道计算模块在线计算新的样条参数和新的控制变量u；如果没有检查到变化，控制变量u不变。在线计算与第一次计算相比，属于程序的热启动，其运算效率有大幅度提升，以满足实时控制要求。如果没有新的约束出现(如运行环境没有变化，指控中心没有新的命令等)，制导控制模块照常运行，并在每个执行周期结束时判断任务是否完成。

5、如果飞行任务完成，航天器结束所有程序；如果任务尚未完成，航天器将继续执行当前轨道。

现对***规范化输入、***降维模块和轨道计算模块进一步说明：

5.1、规范化输入、***降维模块：

在使用本***之前，用户需将要解决的问题按照非线性轨道计算(NTG)的规范输入以供***降维模块使用。用户将提供航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度这些约束条件和成本函数(UCF)的描述，与统计个数。具体输入方式如下：

(5.1.1)将原始问题中的“航天器发射时间”、“飞行结束时间”、“发射地点坐标”、“目的地坐标”、“发动机最大过载”、“距离障碍物最小距离”、“攻角范围”、“侧滑角范围”、“姿态角变化最大速率”等的各约束条件的数值或量化系数按照矩阵方式填入至其对应的区域(图形化界面)/状态变量(源代码)。

(5.1.2)将原始问题中的“成本函数”的各项系数按照矩阵方式填入至对应的区域(图形化界面)/状态变量(源代码)。

(5.1.3)将原始问题中的“间隔数”、“级数”、“平滑度”的数值按照矩阵方式填入至所对应的区域(图形化界面)/状态变量(源代码)。

将原始问题中的“间隔数”、“级数”、“平滑度”、“配点个数”、“分离点个数”的数值按照矩阵方式填入至所对应的区域(图形化界面)/状态变量(源代码)。

获取航天器轨道计算的约束条件(航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度)和成本函数(轨道计算优化目标与约束条件的函数关系)后，得到航天器状态方程，然后进行降维处理得到控制变量低阶求解方程，送至非线性规划单元和轨道计算模块。

5.2、轨道计算模块：

非线性轨道计算(NTG)模块是对原轨道优化控制问题按照配点算法转化为非线性规划问题(NLP)，使用非线性规划问题(NPL)解算工具得出航天器飞行最优轨道的控制变量。

非线性规划问题(NPL)解算工具所指是用于求解非线性规划问题(NPL)的工具。本发明使用的非线性规划问题(NPL)求解工具是NPSOL软件。NPSOL由FORTRAN语言编写，基于序列二次规划算法，能够对非线性规划问题(NPL)进行快速数值求解。本发明对NPSOL所提供的功能函数进行了封装，使得用户不需要对NPSOL直接进行配置与调用，从而实现了计算的自动化。

图2展示了以具有六个自由度的被控对象为例，将制导控制与非线性轨道计算的输出结合，构成具有实时最优轨道生成的制导控制***。

航天器轨道计算的边界条件、航天器控制约束、航天器控制变量的上下边界、间隔数、级数、平滑度、配点个数、分离点个数输入至非线性轨道计算模块后，将产生两路输出：

(5.2.1)最优轨道的状态变量序列，以黄线表示。此轨道包括航天器在机体/弹体直角坐标系内的三维坐标(X,Y,Z)、速度和过载；

(5.2.2)前馈控制信号序列，以红线表示。此信号可以作为控制***的前馈量，以提高被控对象的反应速度，达到迅速达成控制目标的作用，所述控制信号代表发动机推力姿态控制喷管推力。

图2中，***降维模块(NTG)的输入信息“Constraints”包含了航天器轨道计算的边界条件、航天器控制约束、航天器控制变量的上下边界、间隔数、级数、平滑度、配点个数、分离点个数等信息。图中NTG模块以上的部分包含了三维空间中的高度(以Z标识)制导—控制回路与欧拉角的某一路(以Psi/Yaw标识)控制回路。NTG模块以下的部分包含了三维空间中的水平位置量(以X，Y标识)的制导—控制回路，与其他两个欧拉角(以Theta/Pitch，Phi/Roll标识)的控制回路。各模块的标识如下：

Controller——控制逻辑；

Constant——常量放大器；

Altitude Dynamics——高度响应特性；

Yaw/Attitude(Roll/Pitch)Dynamics——欧拉角响应特性；

Position Dynamics——水平位置响应特性。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)从外界获取航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数，然后调用NPSOL计算得样条参数；所述约束条件包括航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度；所述成本函数是轨道计算优化目标与约束条件的函数关系；

(2)获取航天器当前轨道计算的***状态方程并记为x⁽¹⁾＝f(x,u)，其中x为航天器状态变量，u为航天器控制变量，将***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)降维得到

z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))

其中x⁽¹⁾为状态变量x的一阶导数，u⁽ⁱ⁾为u的i阶导数，i＝1,2...r，z为向量，向量中的元素记为z_j，j为正整数；所述控制变量u为发动机推力姿态控制喷管推力；

(3)获取样条基函数使用步骤(1)计算得到的样条参数计算z向量中的元素z_j为

$z_j=\underset{i=1}{\overset{q_j}{\mathrm{\Σ}}}{B}_{{i,k}_j}{C}_i^j$

将得到的z_j带入z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))后计算得到控制变量u，其中：q_j＝l_j(k_j-m_j)+m_j，l_j是节点间隔数，k_j是多项式最高次数，m_j是平滑度；

(4)航天器在飞行过程中根据控制变量u控制飞行轨道，并周期性检查航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件或者成本函数是否发生变化，如果检查到变化返回步骤(1)计算得到新的样条参数，并将新的样条参数依次代入步骤(3)计算得到新的控制变量u，并用新的控制变量u控制航天器飞行轨道；如果没有检查到变化，则不进行任何操作。

2.基于非线性轨道计算的航天器制导控制***，其特征在于包括：***降维模块、轨道计算模块、制导控制模块、变化检查模块，其中：

***降维模块：获取航天器当前轨道计算的***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)，其中x为航天器状态变量，u为航天器控制变量，将***状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)降维得到

z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u^(r))

并送至轨道计算模块其中，x⁽¹⁾为状态变量x的一阶导数，u⁽ⁱ⁾为u的i阶导数，i＝1,2...r，z为向量，向量中的元素记为z_j，j为正整数；所述控制变量u为发动机推力姿态控制喷管推力；

轨道计算模块：获取航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数，然后调用NPSOL计算得样条参数，然后获取样条基函数计算z向量中的元素z_j为

$z_j=\underset{i=1}{\overset{q_j}{\mathrm{\Σ}}}{B}_{{i,k}_j}{C}_i^j$

最后将得到的z_j带入z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,......,u(r))后计算得到控制变量u并送至制导控制模块，其中：q_j＝l_j(k_j-m_j)+m_j，l_j是节点间隔数，k_j是多项式最高次数，m_j是平滑度；所述约束条件包括航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度；所述成本函数是轨道计算优化目标与约束条件的函数关系；

制导控制模块：接收控制变量并按照控制变量控制航天器飞行轨道；

变化检查模块：周期性检查航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件或者成本函数是否发生变化，如果检查到变化，则将变化后的航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数发送到轨道计算模块计算新的样条参数和新的控制变量u；如果没有检查到变化，则不进行任何操作。