Система управления посадкой многоразовой ракеты с искусственным интеллектом
REUSABLE ROCKET LANDING CONTROL SYSTEM WITH ARTIFICIAL INTELLIGENCE

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться для обеспечения точной посадки многоразовой ракеты на посадочной площадке.
Из области техники известны различные устройства, обеспечивающие процесс посадки многоразовой ракеты.
Известен летательный аппарат - многоразовый лётный демонстратор (патент RU 186186 U1), который содержит двигательную установку, состоящую из маршевой двигательной установки и двигательной установки реактивной системы управления, состоящей из восьми двигателей реактивной системы управления, расположенных на раме вокруг жидкостного ракетного двигателя.
Известна система мягкой посадки многоразовой ракетной ступени содержит ракетные двигатели, посадочные опоры и подсистему вертикализации ступени после ее посадки (патент RU 2497715 C1).
Модель управляемой многоразовой ракеты (патент RU 2697221 C1) содержит полетный контроллер, бортовой компьютер, аккумуляторы и кабельную сеть.
Способ вертикального взлета и посадки ракеты-носителя "ПРПИ" (патент RU 2187446 C2) осуществляют с помощью предлагаемой системы, которая содержит судно, в корпусе которого образован мелководный лагуноподобный бассейн с колосниковой решеткой в его днище. При старте ракета и судно стабилизируются в вертикальном положении потоками парогаза из-под этой решетки. Подобным же образом при посадке парогазом наполняются купола посадочных парашютов ракеты-носителя.
Основной недостаток в указанных аналогах заключается в том, что они имеют неконтролируемую в процессе посадки погрешность координат точки посадки.
Наиболее близким к заявленному техническому решению является устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты–носителя (патент RU 2740525 C1). Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты–носителя содержит расположенные на поверхности земли сетчатую конструкцию из жаропрочной стали и механический манипулятор. Во время посадки ракетный блок скользит по сетчатой конструкции. Механический манипулятор корректирует движение ракетного блока, направляя его в центр устройства.
Недостатком указанного устройства является его большой габаритный размер из-за расположенных на поверхности земли сетчатой конструкции из жаропрочной стали и механического манипулятора.  Большие габариты устройства ограничивают доступ к оперативному обслуживанию многоразовой ракеты, не позволяют использовать имеющееся штатное оборудование посадочной площадки. Применение только исполнительных устройств в виде захватов не дает истинных оценок фактического положения многоразовой ракеты, например, вследствие конечной жесткости направляющих, люфтов в кинематических парах.
Технической задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение точности за счет оперативной информации о пространственном положении ракеты относительно посадочной площадки, получаемой от информационной системы с искусственным интеллектом, входящей в состав системы управления посадкой многоразовой ракеты.
Данная задача решается тем, что система управления посадкой многоразовой ракеты с искусственным интеллектом, включает ракету и расположенную на поверхности земли посадочную площадку, согласно изобретению, на ракете установлены: корректирующая многодвигательная установка, видеокамера, бортовой вычислитель навигационных параметров; на посадочную площадку дополнительно установлен навигационный маркер, при этом бортовой вычислитель содержит программное обеспечение в виде нейронной сети классификатора объектов, видеокамера установлена на многоразовой ракете таким образом, что навигационный маркер располагается в поле ее зрения в процессе посадки, выход видеокамеры соединен с входом бортового вычислителя, первый векторный вход «поступательное перемещение ракеты» многодвигательной установки соединен с первым векторным выходом бортового вычислителя, второй векторный вход «угловое движение ракеты» многодвигательной установки соединен со вторым векторным выходом бортового вычислителя.
Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является посадка многоразовой ракеты с искусственным интеллектом в требуемой точке посадочной площадки.
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено следующее:
на фиг.1: Схема расположения элементов системы управления посадкой многоразовой ракеты с искусственным интеллектом;
на фиг.2: Структурная схема системы управления посадкой многоразовой ракеты с искусственным интеллектом;
на фиг.3: Примеры навигационного маркера в виде геометрической фигуры: а – внешний вид маркера; б – частично видимый маркер;
на фиг.4: Координаты видеокамеры в плоскости, ортогональной плоскости маркера.
В состав предлагаемого устройства входят следующие составные части.
Система управления посадкой многоразовой ракеты с искусственным интеллектом (фиг.1, 2), содержит ракету 1, установленные на ракете 1 корректирующую многодвигательную установку 2, видеокамеру 4, бортовой вычислитель навигационных параметров 5, содержащий программное обеспечение в виде нейронной сети классификатора объектов, расположенную на поверхности земли посадочную площадку 3, с размещенным на ней навигационным маркером 6, причем видеокамера установлена на многоразовой ракете таким образом, что навигационный маркер располагается в поле ее зрения в процессе посадки, выход видеокамеры 4 соединен со входом бортового вычислителя 5, первый векторный вход 7 «поступательное перемещение ракеты» многодвигательной установки 2 соединен с первым векторным выходом 8 бортового вычислителя 5, второй векторный вход 9 «угловое движение ракеты» многодвигательной установки 2 соединен со вторым векторным выходом 10 бортового вычислителя 5.
В качестве бортового вычислителя навигационных параметров 5 можно использовать, например, миникомпьютер NVIDIA Jetson Nano (модель P3450).
Корректирующая многодвигательная установка 2, например, включает маршевый двигатель и шестнадцать реактивных двигателей малой тяги, сгруппированных в четыре крестообразные сборки равномерно распределенные по периметру корпуса ракеты в плоскости, проходящей вблизи центра масс ракеты на момент посадки ракеты и ортогональной продольной оси ракеты. Маршевый двигатель и шестнадцать реактивных двигателей обеспечивают формирование трех знакозависимых управляющих моментов и трех знакозависимых управляющих сил относительно трех ортогональных осей ракеты.
В качестве видеокамеры 4 можно применить GoPro 8, имеющую встроенную оптическую стабилизацию, обеспечивающую устойчивое распознавание маркера в условиях вибрации корпуса от двигательной установки и земной атмосферы.
В качестве нейронной сети бортового вычислителя 5 можно использовать сеть – классификатор объектов YOLO v3.
Работает устройство следующим образом.
Ракета 1 с помощью корректирующей многодвигательной установки 2 осуществляет посадку на площадку 3 (фиг.1 и фиг.2). Маршевый двигатель ракеты входит в состав многодвигательной установки 2. Видеокамера 4 передает непрерывный видеопоток в бортовой вычислитель навигационных параметров 5. В видеопотоке бортовой вычислитель 5 находит навигационный маркер 6, расположенный на посадочной площадке 3. Алгоритмическое и программное обеспечение бортового вычислителя 5 содержит в своем составе нейронную сеть классификатор объектов, которая позволяет по найденному в видеопотоке маркеру сформировать координаты углового положения оптической оси видеокамеры 4 относительно нормали к маркеру 6. Дополнительно формируются локальные декартовы координаты видеокамеры 4 относительно маркера 6. Локальные координаты ракеты 1 относительно посадочной площадки 3 напрямую связаны с установленной на ней видеокамерой 4 и используются для управления многодвигательной установкой 2. Видеокамера устанавливается на многоразовой ракете таким образом, что навигационный маркер располагается в поле ее зрения в процессе посадки. С выхода видеокамеры 4 видеопоток передается на вход бортового вычислителя 5, в котором производится обработка видеопотока. Результатом обработки видеопотока является навигационная информация, содержащая данные в виде декартовых и угловых координат видеокамеры 4 относительно системы координат, связанной с маркером 6. Декартовы координаты видеокамеры 4 передаются через первый векторный выход 8 бортового вычислителя 5 на первый векторный вход 7 «поступательное перемещение ракеты» многодвигательной установки 2. Угловые координаты видеокамеры передаются через второй векторный выход 10 бортового вычислителя 5 на второй векторный вход 9 «угловое движение ракеты» многодвигательной установки 2.
В процессе эксплуатации системы управления возможны ситуации, когда навигационный маркер (фиг.3, а) не полностью виден (фиг.3, б) или границы маркера не четкие. Причины могут быть различные: покрытие льдом, пылью, недостаточная освещенность. Алгоритмические методы поиска маркера в этой ситуации перестают работать. В таком случае задача решается за счет свойств искусственного интеллекта системы управления, реализуемые с помощью нейронной сети со свойствами классификатора объектов, которые проявляются в возможности получать навигационную информацию по части маркера.
g
В качестве примера локальных навигационных параметров на фиг.4 показаны координаты видеокамеры 4 в плоскости, ортогональной к плоскости маркера 6 (на фиг.4 маркер показан в развернутом относительно оси «х» на угол 90° положении, причем ось «y» направлена по вертикали места – параллельна вектору свободного падения «» и ортогональна плоскости маркера). Положение оси «y» по нормали к плоскости маркера вычисляется алгоритмически в процессе обработки видеопотока. Угловая координата «α» относится к системе координат, связанной с маркером. Угол α образован двумя лучами: один соединяет центры маркера и видеокамеры, второй луч совмещен с осью «y». Отклонение продольной оси ракеты и связанной с ней оптической оси видеокамеры на угол β относительно вертикали места не влияет на вычисление угла α. Декартовы координаты центра видеокамеры 4 «а» и «b» отсчитываются по двум ортогональным направлениям: расстояние «a» от центра видеокамеры до плоскости маркера по нормали к ней. Расстояние «b» отсчитывается по нормали от центра маркера 6 до вертикали места, проходящей через центр видеокамеры 4.
Для получения всех шести локальных навигационных параметров аналогично вводятся угловые координаты прямой, соединяющей центры маркера 6 и видеокамеры 4, относительно осей «х» и «z» и декартова координата по оси «z».
Таким образом, обеспечивается точность при посадке многоразовой ракеты за счет получения оперативной информации о пространственном положении ракеты относительно посадочной площадки.