基于优化步长的运载火箭迭代制导方法及装置、存储介质与流程

1.本发明属于运载火箭技术领域，尤其涉及一种基于优化步长的运载火箭迭代制导方法及装置、存储介质、计算机设备。


背景技术：

2.迭代制导是随着现代计算机技术和最优控制理论发展而出现的一种自适应制导技术，可根据火箭当前的速度、位置以及预估的入轨点，不断调整自己的飞行轨迹，计算需要的入轨点，然后根据当前位置和入轨点之间的空间相对关系，规划出一条新的轨迹，从而保证入轨精度和入轨的姿态。目前由于火箭弹道设计要求迭代制导提前进行，此时离入轨点距离较远，在迭代初始段常规的定步长迭代会导致单次迭代花费时间较大，严重时会威胁到箭上飞行控制软件的实时运行。
3.对于较长周期的迭代制导计算，一般有以下解决方法：
4.一是迭代制导只针对最后一级发动机工作时间进行迭代，但这是不够的，而且还存在入轨精度不够的问题；
5.二是将其分为多个阶段的弹道进行分步迭代制导计算。因为不能简单的采用理论时间，而应根据关机方式进行精确估算和迭代，这对于保证各阶段程序角的连续性有重要作用；而且在分段处须采取必要措施进行平滑控制，该分段的算法一般来说都相对复杂，同时因为要对后续阶段的加速度进行多重积分，迭代算法的复杂性与分段数关系密切，每增加一个分段，会增加大量计算和控制分支，不利于可靠性的提高，因此不建议采用过多的分段。


技术实现要素：

6.本发明实施例提供一种基于优化步长的运载火箭迭代制导方法，旨在解决目前运载火箭迭代制导效率低、精度差的问题。
7.本发明实施例是这样实现的，一种运载火箭的迭代制导方法，所述方法包括：
8.监测运载火箭的导航信息和加速度信息；
9.基于实时导航信息、实时加速度信息以及标准程序角信息，利用所述运载火箭的迭代制导算法进行多次迭代计算，确定所述运载火箭的程序角修正量，其中，任意一次迭代计算的迭代步长小于前一次迭代计算的迭代步长；
10.按照所述程序角修正量，对所述运载火箭进行程序角修正。
11.更进一步地，所述基于实时导航信息、实时加速度信息以及标准程序，利用所述运载火箭的迭代制导算法进行多次迭代计算，确定所述运载火箭的程序角修正量，具体包括：
12.依据实时时间以及预设迭代结束时间，计算迭代步长，并确定所述迭代步长对应的迭代计算时间；
13.在到达所述迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述标准程序角信息，利用所述迭代制导算法进行迭代计算，确定迭代中间值；
14.继续依据实时时间以及所述预设迭代结束时间，计算新的迭代步长，确定新的迭代计算时间，并在到达所述新的迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述迭代中间值继续进行迭代计算，直到满足迭代终止条件为止。
15.更进一步地，所述依据实时时间以及预设迭代结束时间，计算迭代步长，具体包括：
16.将实时时间以及所述预设迭代结束时间代入迭代步长计算公式中，得到所述迭代步长，其中，所述迭代步长计算公式为t
step
＝k*(t
end-t
now
)，t
step
为迭代步长，t
end
为所述预设迭代结束时间，t
now
为所述实时时间，k为预设系数。
17.更进一步地，所述确定所述迭代步长对应的迭代计算时间，具体包括：
18.基于预设限幅步长，对所述迭代步长进行限幅处理，并将所述实时时间与限幅处理后的迭代步长之和作为所述迭代计算时间。
19.更进一步地，所述在到达所述迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述标准程序角信息，利用所述迭代制导算法进行迭代计算，确定迭代中间值之后，所述方法还包括：
20.统计迭代计算的迭代次数；
21.当所述迭代次数达到预设迭代次数阈值时，或到达所述预设迭代结束时间时，结束迭代计算。
22.更进一步地，所述导航信息包括所述运载火箭的速度信息和位置信息，程序角信息用于描述所述运载火箭的入轨姿态信息。
23.本发明实施例还提供一种基于优化步长的运载火箭迭代制导装置，所述装置包括：
24.监测模块，用于监测运载火箭的导航信息和加速度信息；
25.迭代计算模块，用于基于实时导航信息、实时加速度信息以及标准程序角信息，利用所述运载火箭的迭代制导算法进行多次迭代计算，确定所述运载火箭的程序角修正量，其中，任意一次迭代计算的迭代步长小于前一次迭代计算的迭代步长；
26.修正模块，用于按照所述程序角修正量，对所述运载火箭进行程序角修正。
27.更进一步地，所述迭代计算模块，具体用于：
28.依据实时时间以及预设迭代结束时间，计算迭代步长，并确定所述迭代步长对应的迭代计算时间；
29.在到达所述迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述标准程序角信息，利用所述迭代制导算法进行迭代计算，确定迭代中间值；
30.继续依据实时时间以及所述预设迭代结束时间，计算新的迭代步长，确定新的迭代计算时间，并在到达所述新的迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述迭代中间值继续进行迭代计算，直到满足迭代终止条件为止。
31.更进一步地，所述迭代计算模块，还用于：将实时时间以及所述预设迭代结束时间代入迭代步长计算公式中，得到所述迭代步长，其中，所述迭代步长计算公式为t
step
＝k*(t
end-t
now
)，t
step
为迭代步长，t
end
为所述预设迭代结束时间，t
now
为所述实时时间，k为预设系数。
32.更进一步地，所述迭代计算模块，还用于：基于预设限幅步长，对所述迭代步长进
行限幅处理，并将所述实时时间与限幅处理后的迭代步长之和作为所述迭代计算时间。
33.更进一步地，所述装置还包括：
34.次数统计模块，用于所述在到达所述迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述标准程序角信息，利用所述迭代制导算法进行迭代计算，确定迭代中间值之后，统计迭代计算的迭代次数；
35.所述迭代计算模块，还用于：当所述迭代次数达到预设迭代次数阈值时，或到达所述预设迭代结束时间时，结束迭代计算。
36.更进一步地，所述导航信息包括所述运载火箭的速度信息和位置信息，程序角信息用于描述所述运载火箭的入轨姿态信息。
37.本发明实施例还提供了一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现上述基于优化步长的运载火箭迭代制导方法。
38.本发明实施例还提供了一种计算机设备，包括存储介质、处理器及存储在存储介质上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述基于优化步长的运载火箭迭代制导方法。
39.本发明实施例还提供了一种计算机设备，包括迭代制导装置，所述迭代制导装置用于实现上述基于优化步长的运载火箭迭代制导方法。
40.本发明所达到的有益效果，由于常规迭代制导算法采用为固定步长的方式，该方法对于短距离的迭代制导计算效果尚可，对于运载火箭的整个迭代计算过程会出现远端耗时长，越到近端迭代速度越快，最终达到迭代结束条件完成迭代制导过程。因此，本发明采用变步长设计思路，在远端大步长，计算精度有损失，但是耗时小，整个计算精度随着迭代过程不断收敛；到近端采用小步长，相比之前的固定步长可以提高计算精度，最终达到优化迭代制导的目的。
附图说明
41.图1是本发明实施例提供的一种基于优化步长的运载火箭迭代制导方法的流程示意图；
42.图2是本发明实施例提供的另一种基于优化步长的运载火箭迭代制导方法的流程示意图；
43.图3是本发明实施例提供的另一种基于优化步长的运载火箭迭代制导方法的流程示意图；
44.图4是本发明实施例提供的一种基于优化步长的运载火箭迭代制导装置的结构示意图。
具体实施方式
45.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
46.本发明通过调整迭代计算过程中的迭代步长，以达到优化迭代制导的目的，相比于现有技术的迭代制导方式，提高了迭代制导的效率和精度。
47.实施例一
48.在本实施例中提供了一种基于优化步长的运载火箭迭代制导方法，如图1所示，该方法包括：
49.步骤101，监测运载火箭的导航信息和加速度信息；
50.步骤102，基于实时导航信息、实时加速度信息以及标准程序角信息，利用所述运载火箭的迭代制导算法进行多次迭代计算，确定所述运载火箭的程序角修正量，其中，任意一次迭代计算的迭代步长小于前一次迭代计算的迭代步长；
51.步骤103，按照所述程序角修正量，对所述运载火箭进行程序角修正。
52.本发明实施例中，迭代制导技术是运载火箭的一种制导方法。迭代制导是随着现代计算机技术和最优控制理论发展而出现的一种自适应制导技术，可根据火箭当前的速度、位置以及预估的入轨点，不断调整自己的飞行轨迹，计算需要的入轨点，然后根据当前位置和入轨点之间的空间相对关系，规划出一条新的轨迹，从而保证入轨精度和入轨的姿态。在运载火箭飞行过程中，如图2所示，进入迭代制导阶段后，通过迭代时刻的导航信息(速度及位置信息)、加速度值等信息，结合理论姿态信息(即标准程序角信息)进行迭代制导计算对程序角的修正量，通过修正量对程序角进行修正，得到程序角信息，对运载火箭进行控制，以便控制运载火箭的入轨姿态。其中，在迭代制导计算的过程中，多次迭代计算的迭代步长遵循逐渐递减的规律，常规迭代制导算法采用为固定步长的方式，该方法对于短距离的迭代制导计算效果尚可，对于运载火箭的整个迭代计算过程会出现远端耗时长，越到近端迭代速度越快，最终达到迭代结束条件完成迭代制导过程。本发明采用变步长设计思路，在远端大步长，计算精度有损失，但是耗时小，整个计算精度随着迭代过程不断收敛；到近端采用小步长，相比之前的固定步长可以提高计算精度，最终达到优化迭代制导的目的。
53.实施例二
54.在本发明实施例中，可选地，步骤102具体包括：
55.步骤102-1，依据实时时间以及预设迭代结束时间，计算迭代步长，并确定所述迭代步长对应的迭代计算时间。
56.在本发明实施例中，可以通过预设的迭代步长计算公式进行迭代步长的计算，可选地，将实时时间以及所述预设迭代结束时间代入迭代步长计算公式中，得到所述迭代步长，其中，所述迭代步长计算公式为t
step
＝k*(t
end-t
now
)，t
step
为迭代步长，t
end
为所述预设迭代结束时间，t
now
为所述实时时间，k为预设系数。
57.在该实施例中，如图3所示，迭代计算过程中的迭代步长是可变的，具体可以根据实时时间t
now
和预设迭代结束时间t
end
的差值进行线性变化，按照上述公式t
step
＝k*(t
end-t
now
)，随着时间的推移，每进行一次迭代计算，下一次的迭代步长均大于本次的迭代步长。常规迭代制导算法采用为固定步长的方式，该方法对于短距离的迭代制导计算没有问题，整个迭代计算过程会出现远端耗时长，越到近端迭代速度越快，最终达到迭代结束条件完成迭代制导过程。
58.需要说明的是，本发明实施例中也可以采用其他方式计算迭代步长，只要满足迭代步长递减即可。
59.在本发明实施例中，可选地，基于预设限幅步长，对所述迭代步长进行限幅处理，
并将所述实时时间与限幅处理后的迭代步长之和作为所述迭代计算时间。
60.在该实施例中，计算迭代步长之后，依据预设限幅步长，对迭代步长进行限幅处理，避免两次迭代计算之间间隔步长过大导致迭代精度低，平衡迭代计算速度和精度。迭代计算时间＝实时时间+迭代步长。
61.步骤102-2，在到达所述迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述标准程序角信息，利用所述迭代制导算法进行迭代计算，确定迭代中间值。
62.确定迭代计算时间后，在到达迭代计算时间时，利用迭代制导算法进行迭代计算，确定修正量的迭代中间值，以便利用中间值进行多次迭代计算。
63.步骤102-3，继续依据实时时间以及所述预设迭代结束时间，计算新的迭代步长，确定新的迭代计算时间，并在到达所述新的迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述迭代中间值继续进行迭代计算，直到满足迭代终止条件为止。
64.在该实施例中，一次迭代计算结束后，重新基于实时时间以及预设迭代结束时间计算下一次迭代计算的迭代步长，并在实时时间的基础上累加迭代步长得到下一次迭代计算的迭代计算时间，重复进行迭代计算，直到满足迭代终止条件为止。
65.在本发明实施例中，迭代终止条件可以包括到达预设迭代结束时间以及到达预设迭代次数阈值。可选地，该方法还包括：统计迭代计算的迭代次数；当所述迭代次数达到预设迭代次数阈值时，或到达所述预设迭代结束时间时，结束迭代计算。
66.在该实施例中，每次的迭代计算都是以迭代时间递推到规定结束时间为结束标志的，一般情况下，迭代制导根据迭代步长经过数次的计算之后能够迅速收敛，但当迭代步长过小时收敛速度会降低，如果任其迭代直至收敛，花费时间较大，严重时会威胁到箭上飞行控制软件的实时运行，因此，可以对每次最大迭代次数加以限制，当达到限制次数时，强制退出本次迭代制导计算以保证箭上飞行控制软件的稳定性。每次迭代计算结束后，迭代次数+1，随着迭代计算的次数累加，当迭代次数达到预设迭代次数阈值即设定值时，或者时间到达迭代结束时间时，判断最后一次迭代计算得到的迭代结果是否有效，并在判断有效时，确认该迭代结果为程序角修正量，对运载火箭的程序角进行修正，结束迭代计算。
67.实施例三
68.本发明实施例还提供一种基于优化步长的运载火箭迭代制导装置，如图4所示，所述装置包括：
69.监测模块，用于监测运载火箭的导航信息和加速度信息；
70.迭代计算模块，用于基于实时导航信息、实时加速度信息以及标准程序角信息，利用所述运载火箭的迭代制导算法进行多次迭代计算，确定所述运载火箭的程序角修正量，其中，任意一次迭代计算的迭代步长小于前一次迭代计算的迭代步长；
71.修正模块，用于按照所述程序角修正量，对所述运载火箭进行程序角修正。
72.更进一步地，所述迭代计算模块，具体用于：
73.依据实时时间以及预设迭代结束时间，计算迭代步长，并确定所述迭代步长对应的迭代计算时间；
74.在到达所述迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述标准程序角信息，利用所述迭代制导算法进行迭代计算，确定迭代中间值；
75.继续依据实时时间以及所述预设迭代结束时间，计算新的迭代步长，确定新的迭
代计算时间，并在到达所述新的迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述迭代中间值继续进行迭代计算，直到满足迭代终止条件为止。
76.更进一步地，所述迭代计算模块，还用于：将实时时间以及所述预设迭代结束时间代入迭代步长计算公式中，得到所述迭代步长，其中，所述迭代步长计算公式为t
step
＝k*(t
end-t
now
)，t
step
为迭代步长，t
end
为所述预设迭代结束时间，t
now
为所述实时时间，k为预设系数。
77.更进一步地，所述迭代计算模块，还用于：基于预设限幅步长，对所述迭代步长进行限幅处理，并将所述实时时间与限幅处理后的迭代步长之和作为所述迭代计算时间。
78.更进一步地，所述装置还包括：
79.次数统计模块，用于所述在到达所述迭代计算时间时，基于实时导航信息、实时加速度信息以及所述标准程序角信息，利用所述迭代制导算法进行迭代计算，确定迭代中间值之后，统计迭代计算的迭代次数；
80.所述迭代计算模块，还用于：当所述迭代次数达到预设迭代次数阈值时，或到达所述预设迭代结束时间时，结束迭代计算。
81.更进一步地，所述导航信息包括所述运载火箭的速度信息和位置信息，程序角信息用于描述所述运载火箭的入轨姿态信息。
82.需要说明的是，本技术实施例提供的一种基于优化步长的运载火箭迭代制导装置所涉及各功能单元的其他相应描述，可以参考图1至图3方法中的对应描述，在此不再赘述。
83.本技术实施例还提供了一种运载火箭，包括迭代制导装置，通过该迭代制导装置实现上述如图1至图3所示的方法。
84.基于上述如图1至图3所示方法，相应的，本技术实施例还提供了一种存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述如图1至图3所示的方法。
85.基于这样的理解，本技术的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是cd-rom，u盘，移动硬盘等)中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本技术各个实施场景所述的方法。
86.基于上述如图1至图3所示的方法，以及图4所示的虚拟装置实施例，为了实现上述目的，本技术实施例还提供了一种计算机设备，具体可以为个人计算机、服务器、网络设备等，该计算机设备包括存储介质和处理器；存储介质，用于存储计算机程序；处理器，用于执行计算机程序以实现上述如图1至图3所示的方法。
87.可选地，该计算机设备还可以包括用户接口、网络接口、摄像头、射频(radio frequency，rf)电路，传感器、音频电路、wi-fi模块等等。用户接口可以包括显示屏(display)、输入单元比如键盘(keyboard)等，可选用户接口还可以包括usb接口、读卡器接口等。网络接口可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如蓝牙接口、wi-fi接口)等。
88.本领域技术人员可以理解，本实施例提供的一种计算机设备结构并不构成对该计算机设备的限定，可以包括更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
89.存储介质中还可以包括操作系统、网络通信模块。操作系统是管理和保存计算机设备硬件和软件资源的程序，支持信息处理程序以及其它软件和/或程序的运行。网络通信模块用于实现存储介质内部各组件之间的通信，以及与该实体设备中其它硬件和软件之间
通信。
90.通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到本技术可以借助软件加必要的通用硬件平台的方式来实现，也可以通过硬件实现进入迭代制导阶段后，通过迭代时刻的导航信息(速度及位置信息)、加速度值等信息，结合理论姿态信息(即标准程序角信息)进行迭代制导计算对程序角的修正量，通过修正量对程序角进行修正，得到程序角信息，对运载火箭进行控制，以便控制运载火箭的入轨姿态。其中，在迭代制导计算的过程中，多次迭代计算的迭代步长遵循逐渐递减的规律，常规迭代制导算法采用为固定步长的方式，该方法对于短距离的迭代制导计算效果尚可，对于运载火箭的整个迭代计算过程会出现远端耗时长，越到近端迭代速度越快，最终达到迭代结束条件完成迭代制导过程。本发明采用变步长设计思路，在远端大步长，计算精度有损失，但是耗时小，整个计算精度随着迭代过程不断收敛；到近端采用小步长，相比之前的固定步长可以提高计算精度，最终达到优化迭代制导的目的。
91.本领域技术人员可以理解附图只是一个优选实施场景的示意图，附图中的模块或流程并不一定是实施本技术所必须的。本领域技术人员可以理解实施场景中的装置中的模块可以按照实施场景描述进行分布于实施场景的装置中，也可以进行相应变化位于不同于本实施场景的一个或多个装置中。上述实施场景的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块。
92.上述本技术序号仅仅为了描述，不代表实施场景的优劣。以上公开的仅为本技术的几个具体实施场景，但是，本技术并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化都应落入本技术的保护范围。