1.一种飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述方法为：
步骤一：飞行器发生推力下降故障后，机载故障辨识及导航测量系统开始工作，输出飞行器推力下降量级κ，以及发射惯性系下飞行器的位置矢量R0和速度矢量V0至制导系统进行轨迹重规划；
步骤二：结合原目标点位置Rf和速度矢量Vf，直接在发射惯性系下构建故障条件下的轨迹重规划问题模型P0，采用两阶段序列凸规划方法对P0进行求解，转步骤三；
步骤三：第一阶段，引入虚拟控制量ν，对问题P0的终端约束、动力学约束进行松弛；
*
步骤四：在参考轨迹X附近对约束松弛后的问题模型进行线性化，得到凸优化子问题模型P1；
k k‑1 k‑1 k
步骤五：基于内点法求解凸优化子问题模型P1，判断切换条件λ＝|‑(J ‑J )/(J ‑J‑2
)‑1|≤ε是否成立，式中，J为目标函数值；上标k表示第k次迭代；ε为常数；若不成立，则更*
新参考轨迹X，转步骤四；若成立，则转步骤六；
步骤六：从问题模型P1去除动力学约束的虚拟控制量ν，引入信赖域约束调整系数η，并将其作为罚函数加入目标函数J中，继续序列迭代求解，求解过程收敛后，判断终端状态量是否满足精度要求，若满足，则求解成功，输出最优轨迹结果；若不满足，则转步骤七；
*
步骤七：将求解模型转化至轨道坐标系，放开轨道根数约束，优先保证目标轨道高度h，构建得到凸优化问题子问题模型P2；
步骤八：序列迭代求解凸优化问题子问题模型P2，若求解过程收敛，则输出轨迹结果，求解结束；若求解失败，则转步骤九；
* *
步骤九：降低目标轨道高度h，求解以h 为终端目标的凸优化子问题，若无解，则循环进*
行步骤九；若满足收敛条件||X‑X||≤ε，则转步骤十；
* *
步骤十：轨迹重规划成功，输出重规划后的参考轨迹X及控制量序列U。
2.根据权利要求1所述的飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述步骤二的具体步骤为：
第一步：构建飞行器故障后的数学模型P0为：
式中：x为惯性系x轴位置分量；y为惯性系y轴位置分量；z为惯性系z轴位置分量；Vx为惯性系x轴速度分量；Vy为惯性系y轴速度分量；Vz为惯性系z轴速度分量；φ为俯仰角；ψ为偏航角；T为推力下降后的可用推力幅值；Isp为发动机比冲；R0为地球平均半径；r为地心距；μ为万有引力常数；g0为重力加速度；m为飞行器质量，此外，
第二步：在P0中加入边值约束，其中，初始状态约束x(t0)为：
T
x(t0)＝[x y z Vx Vy Vz m]
终端约束为：
T
x(tf)＝[xf,yf,zf,Vxf,Vyf,Vzf]
第三步：在P0中加入控制量约束，控制量需满足：
式中，ux为x方向新控制量；uy为y方向新控制量；uz为z方向新控制量；
第四步：在P0中加入终端质量及最低飞行高度约束：
m(tf)≥mf，hsafe≤r(tf)‑R0
式中：mf为飞行器干重；hsafe为最低飞行高度，即安全救援轨道高度；r(tf)为终端地心距；m(tf)为飞行器终端质量。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述步骤三的具体步骤为：
T
第一步：引入虚拟控制量v＝[ρ,Δxf,Δyf,Δzf,ΔVxf,ΔVyf,ΔVzf]，其中，ρ为动力学松弛项，Δxf为终端x方向位置松弛项；Δyf为终端y方向位置松弛项；Δzf为终端z方向位置松弛项；ΔVxf为终端x方向速度松弛项；ΔVyf为终端y方向速度松弛项；ΔVzf为终端z方向速度松弛项；
第二步：将虚拟控制量加入约束中：
式中，f为动力学约束的集合；
第三步：将约束松弛项加入目标函数中，则新目标函数J1为：
J1＝γρρ+γx||Δxf||+γy||Δyf||+γz||Δzf||+γvx||Δvxf||+γvy|Δvyf||+γvz||Δvzf||
式中，γ为加权系数；γρ为动力学松弛项的权值系数；γx为终端x方向位置松弛项的权值系数；γy为终端y方向位置松弛项的权值系数；γz为终端z方向位置松弛项的权值系数；
γvx为终端x方向速度松弛项的权值系数；γvy为终端y方向速度松弛项的权值系数；γvz为终端z方向速度松弛项的权值系数。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述步骤四的具体步骤为：
*
第一步：在参考轨迹X附近对目标函数及约束进行线性化：
*
式中：X为待优化变量；g(X)为目标函数及约束的一般形式；g(X)为参考轨迹处的目标函数及约束值；
第二步：通过如下松弛变换，实现对于控制量等式约束的无损凸化：
第三步：构建以轨迹变化量最小为性能指标的凸优化子问题P1：
* 2
minx,u J2＝J1+||X‑X||
T
x(t0)＝[x0,y0,z0,Vx0,Vy0,Vz0,m0]
T T
||x(tf)‑[xf,yf,zf,Vxf,Vyf,Vzf]||≤[Δxf,Δyf,Δzf,ΔVxf,ΔVyf,ΔVzf]||u||≤Γ,Γ＝1
*
式中：A(X)，B分别为动力学约束右端函数相对于状态量、控制量的雅克比矩阵；fΩ(x*)T
为线性化余项；u＝[ux,uy,uz]；J2为问题P1的目标函数。
5.根据权利要求1所述的一种飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述步骤五的具体步骤为：
切换条件λ的具体表达式为：
k k‑1 k‑1 k‑2
λ＝|‑(J‑J )/(J ‑J )‑1|≤ε
k
式中：ε为人为设定的常数；J 为由第k次求解结果计算得到的增广性能指标，计算方法如下式所示：
式中：hi(X)为等式约束的违反程度；gi(X)为不等式约束的违反程度；μ1为hi(X)对应的权值系数；μ2为gi(X)对应的权值系数；Ne为等式约束个数；Nie为不等式约束的个数。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述步骤六的具体步骤为：
从P1中去除约束松弛项，并在目标函数中引入信赖域约束，则更新后的第二阶段求解模型为：
minx,u J2＝η
T
x(t0)＝[x0,y0,z0,Vx0,Vy0,Vz0,m0]
T
x(tf)＝[xf,yf,zf,Vxf,Vyf,Vzf]
||u||≤Γ,Γ＝1
*
||X‑X||≤ηδ
式中：δ为信赖域半径。
7.根据权利要求1所述的一种飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述步骤七的具体步骤为：
第一步：构建轨道坐标系下终端约束的简化形式，具体包括：
(1)轨道面约束
zf＝0,Vzf＝0
(2)终端速度约束
式中： 为飞行器在目标轨道进行圆周运动时的轨道速度。
(3)目标圆轨道偏心率约束
xfVxf+yfVyf＝0
第二步：构建入轨点轨道坐标系下的凸优化求解模型P2：
T
X0＝[x0,y0,z0,Vx0,Vy0,Vz0,m0]
||zf+Vzf||≤error1
|u|≤Γ,Γ＝1
*
||X‑X||≤ηδ
式中：errori(i＝1,2,3)分别为轨道面约束、终端速度约束以及偏心率约束的松弛误差；C1为松弛误差项的权值系数；C2为信赖域约束项的权值系数；J3为问题P2的目标函数。
8.根据权利要求1所述的一种飞行器动力故障条件下的上升段轨迹凸优化方法，其特征在于：所述步骤九的具体步骤为：
*
当求解失败时，按下式更新h：
* *
h＝hsafe+α(h‑hsafe)
*
式中：h为目标轨道高度；α为自适应系数，且α∈(0,1)；hsafe为最低安全救援轨道，需预先设计得到。