(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111595032.7 (22)申请日 2021.12.24 (71)申请人 北京航天自动控制研究所 地址 100854 北京市海淀区永定路5 0号 (72)发明人 宋征宇　王聪　巩庆海　施国兴　 何勇　胡海峰　 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规 划初值估计方法 (57)摘要 本申请提供一种运载火箭跨滑行段推力下 降在线重规划初值估计方法， 该方法包括： 将运 载火箭推力下 降故障情况下的轨迹分为第一主 动段、 滑行段、 第二主动段； 基于运载火箭的飞行 状态确定第一主动段的飞行状态序列、 滑行段的 飞行状态序列、 第二主动段的飞行状态序列； 根 据第一主动段的飞行状态序列、 滑行段的飞行状 态序列、 第二主动段的飞行状态序列进行重规划 初值估计。 本申请将运载火箭推力下降故障情况 下的轨迹分为第一主动段、 滑行段、 第二主动段， 同时考虑第一主动段的飞行状态序列、 滑行段的 飞行状态序列、 第二主动段的飞行状态序列进行 重规划初值估计， 使得估计过程更加合理， 进而 提升数值重规划的收敛性和快速性。 权利要求书3页 说明书17页 附图1页 CN 114417569 A 2022.04.29 CN 114417569 A 1.一种运载火箭跨滑行段推力下降在线重规划初值估计方法， 其特征在于， 所述方法 包括： 将运载火箭推力下降故障情况 下的轨迹分为第一主动段、 滑行 段、 第二主动段； 基于运载火箭的飞行状态确定所述第 一主动段的飞行状态序列、 所述滑行段的飞行状 态序列、 所述第二主动段的飞行状态序列； 根据所述第一主动段的飞行状态序列、 所述滑行段的飞行状态序列、 所述第二主动段 的飞行状态序列进行重规划初值估计。 2.根据权利要求1所述的方法， 其特征在于， 所述第 一主动段的俯仰 程序角和偏航程序 角均为常值； 所述滑行 段的远地 点高度为原目标轨道近地 点高度； 所述第二主动段中， 运载火箭推力方向在轨道面内始终与地心 距方向垂直； 其中， 所述 运载火箭滑行至远地 点时进入所述第二主动段。 3.根据权利要求2所述的方法， 其特征在于， 基于运载火箭的飞行状态确定所述第 一主 动段的飞行状态序列， 包括： 构建第一主动段重规划问题； 所述第一主动段重规划问题包括： 运动方程、 初始状态、 终端状态和控制量约束； 采用非线性规划方法对所述第 一主动段重规划问题进行求解， 得到所述第 一主动段的 飞行状态序列X1和控制量序列U1； 其中， U1由所述第一主动段各离散点上的控制量构成， 所述第一主动段各离散点上的控 制量均为 为所述第一主动段在故障时刻的俯仰程序角， ψ0为所述第一主动段在故障时刻的偏 航程序角， []T为转置运算。 4.根据权利要求3所述的方法， 其特 征在于， 所述 运动方程 为： T＝Ispdm； 其中，·为求一阶导数运算符， P为位置矢量， V为速度矢量， T为故障后发动 机推力， m为 质量， u为推力方向， μ为地球引力常系数， r为火箭质心到地心的距离， r为地心距在发射惯 性坐标系下的分量， dm为 故障后秒流量， Isp为发动机比冲， 为所述第一主动段的俯仰程序 角， ψ为所述第一主动段的偏航 程序角。 5.根据权利要求4所述的方法， 其特征在于， 所述发射惯性坐标系中， 原点O在发射点， OX轴在水平面内指向发射方向， OY轴垂直发射 点当地水平面指向天， OZ轴满足右手定则。 6.根据权利要求3所述的方法， 其特 征在于， 所述初始状态为： [P， V， m]T(t0)＝[P0， V0， m0]T； 其中， P为位置矢量， V为速度矢量， m为质量， t0为故障时刻， P0为故障时刻的位置矢量， V0为故障时刻的速度矢量， m0为故障时刻的质量。 7.根据权利要求3所述的方法， 其特 征在于， 所述终端状态为： [af1， ef1， if1， Ωf1， wf1， ff1]T＝Funorbit(P(tf1)， V(tf1))；权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 114417569 A 2haf1＝rB‑Re， |if1‑iref|≤ εi， |Ωf1‑Ωref|≤ εΩ； 其中， af1为所述第一主动段的终端时刻轨道半长轴， ef1为所述第一主动段的终端时刻 轨道偏心率， if1为所述第一主动段的终端时刻轨道倾角， Ωf1为所述第一主动段的终端时 刻轨道升交点经度， wf1为所述第一主动段的终端时刻轨道近地点幅角， ff1为所述第一主动 段的终端时刻真近点角， Funorbit()为所述第一主动段的轨道根数与发射惯性坐标系 下位 置和速度之间的转换关系函数， tf1为所述第一主动段的终端时刻， P(tf1)为所述第一主动 段的终端时刻的位置矢量， V(tf1)为所述第一主动段的终端时刻的速度 矢量， haf1为终端时 刻轨道远地点高度， rB为滑行轨道的远心距， Re为地球半径， nT为待求解变量， m0为故障时刻 的质量， ms为结构质量， mload为有效载荷质量， VB为原目标轨道近地点速度， μ为地球引力常 系数， Isp为发动机比冲， iref为目标轨道的轨道 倾角， εi为轨道倾角偏差的最大值， Ωref为目 标轨道的升交点经度， εΩ为升交点经度偏差的最大值。 8.根据权利要求7 所述的方法， 其特 征在于， 其中， rA为滑行轨道的近心 距。 9.根据权利要求3所述的方法， 其特 征在于， 所述控制量约束为： ψ(t)＝ ψ0； 其中， t为所述第一主动段的任一时刻， 为所述第一主动段在t时刻的俯仰程序角， ψ(t)为所述第一主动段在t时刻的偏航 程序角。 10.根据权利要求2所述的方法， 其特征在于， 基于运载火箭的飞行状态确定所述滑行 段的飞行状态序列， 包括： 根据所述 运载火箭进入滑行轨道时刻的终端状态， 确定滑行 段轨道根数； 基于所述滑行段轨道根数确定所述滑行段各离散点的速度矢量 和位置矢量 其 中， j为所述滑行段离散点标识， j＝1， …， N+1， N+1为所述滑行段的离散点总数量， N为所述 滑行段真近点角平分的区间数量； 确定所述滑行 段各离散点的时间； 根据定所述滑行段各离散点的速度矢量 和位置矢量 所述滑行段各离散点的时 间得到所述滑行 段的飞行状态序列Xc和控制量序列Uc； 其中， Uc由所述滑行段各离散点上的控制量构成， 所述滑行段各离散点上的控制量均为 0。 11.根 据权 利要 求 1 0 所 述的 方 法 ， 其 特 征 在 于 ， 所 述 滑 行 段 轨 道 根 数 为 权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 114417569 A 3