CN108454883A - 一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统，包括(1)根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；(2)根据加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障；在重启主发动机后主发动机故障无法恢复，则进入下一步骤；(3)进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；(4)建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。本发明可以解决动力上升过程主发动机故障后进行抢救确保航天器轨道安全的问题，保证航天器安全入轨，避免发生坠毁。

Description

一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统

技术领域

本发明涉及一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统，属于航天器制导控制领域。

背景技术

发动机的持续可靠工作是动力上升过程的基础，如果一旦发生发动机故障，那么火箭或者航天器就会有坠落的风险，造成上升失败。如果当上升发动机故障发生时，航天器处于即将入轨，即当前高度和速度并不能形成安全的环绕轨道，但速度相差不多时，可以使用姿控发动机进行挽救。但这种挽救的策略如果按照地面测控站测定轨-地面计算应急轨控策略-组织实施抢救的天地大回路流程来进行时，很可能来不及。因为一般上升故障发生后，航天器的高度处于不断下降的过程中，高度越低，抢救的难度就越大。所以，需要在航天器上事先设计好自主的二次轨控策略，以应对上升过程中主发动机失效故障。

发明内容

本发明技术解决问题：克服现有技术的不足，提出了一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，实时计算当前的轨道参数，一旦发现主发动机熄火且无法重新启动，且当前航天器自身推进剂仍满足抢救需要时，则计算二次轨控策略，准备在当前时间后某固定延迟的时间点上利用姿控推力器实施二次轨道控制，使得轨控后航天器能够处于应急安全轨道上。

本发明所采用的技术方案为：

一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，实现步骤如下：

(1)根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；

(2)根据加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障；在重启主发动机后主发动机故障仍无法恢复时进入步骤(3)；

(3)主发动机故障情况下进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；

(4)建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；

(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。

所述轨道根数包括半长轴、偏心率、近点中心距、平近点角、偏心率矢量和半通径矢量；

半长轴

其中，μ是中心天体引力场常数，符号||·||表示向量的2范数，当前时刻为t₀，导航系统提供的当前时刻惯性位置和速度分别为r和v；

偏心率近点中心距r_p＝a·(1-e)；

其中，符号<·>表示两个向量的点积，函数arctan2(A/B)的定义为：

平近点角M＝E-A，M是角度，如果M的取值不在-π～π之间，则需要将M加上2nπ，n是整数，使得加后的M取值在-π～π之间；

当前轨道的偏心率矢量P和半通径矢量Q：

所述步骤(2)主发动机产生的平均推力估值为：

其中，主发动机在[t_-1，t₀]时间段产生的平均推力估值当前时刻为t_k，上一测量周期内，即[t_-1，t₀]时间段内沿主推力方向的累计速度增量测量值为ΔV_acc(t₀)，且上一周期t_-1时刻控制系统向第i个推力器发送的喷气脉宽指令为T_RCS,i(t_-1)，m为航天器的质量，Δt＝t_k-t_k-1；N为与主发动机推力方向不垂直的姿控推力器数量，第i台发动机推力方向与主发动机推力方向的夹角为α_i，0≤α_i<90°，第i台姿控推力器的推力大小为F_RCS,i，1≤i≤N。

进行二次轨控条件判断具体为：

若近点中心距r_p低于最低安全值，即r_p≤r_psafe，并且平近点角M<0或M>M_min，则满足二次轨控条件，否则不满足；r_psafe代表不需要实施二次轨控的安全近点中心距，M_min代表必须实施自主二次轨控的平近点角阈值。

计算二次轨控的速度增量具体为：

(3.1)预报二次轨控开机时刻航天器的位置和速度；

(3.2)按照脉冲点火计算轨控速度增量。

所述步骤(3.1)预报二次轨控开机时刻航天器的位置和速度：

(a)计算开机时刻的平近点角T_oc是轨控准备时间，如果M_oc的取值不在-π～π之间，则需要将M_oc加上2nπ，n是整数，使得加后的M_oc取值在-π～π之间；

(b)以M_oc为E_oc的初值，进行迭代计算，即用给E_oc重新赋值，赋值过程反复进行，直到重新赋值前后E_oc的差的绝对值小于预设阈值；

(c)计算出开机时刻的真近点角其中：

(d)计算出二次开机点时刻的惯性位置r_oc和速度v_oc：

按照脉冲点火计算轨控速度增量：

(a1)计算控后目标半长轴控后目标轨道与当前轨控点相位相差180°位置的中心距的安全值为r_psafe；

(b1)计算控后轨道法线

(c1)计算控后惯性速度

(d1)按照脉冲量计算的轨控速度增量矢量Δv＝v_oc2-v_oc；

(e1)补偿重力损耗，计算最终二次轨控的速度增量Δv_s＝(1+k_grav)·Δv

其中，k_grav是重力补偿系数，Δv_s的大小记为ΔV_s，即

所述步骤(4)建立点火姿态，具体为：以Δv_s矢量的方向为目标进行姿态调整，使得在t₀+T_oc时间之前航天器推力器方向与Δv_s矢量重合。

所述步骤(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，具体为：当时间到达t₀+T_oc之后，启动预先设定的姿控推力器进行二次轨控，轨控过程用加速度计累计速度增量，直到剩余速度增量小于等于零，则完成二次轨控。

一种动力上升二次轨控可靠入轨系统，包括：

轨道根数计算模块：用于根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；

故障判定模块：用于根据轨道根数计算模块计算得到的轨道根数，加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障；

二次轨控的速度增量计算模块：用于故障判定模块判定的主发动机故障情况下进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；

点火姿态建立模块：用于根据二次轨控的速度增量计算模块计算得到的二次轨控的速度增量建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；

二次轨控模块：用于实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明方法计算简单，可以快速解决动力上升过程主发动机故障后进行抢救确保航天器轨道安全的问题，保证航天器进入安全轨道，避免上升失败发生坠毁。

(2)本发明应对策略全部由航天器自主执行，无需地面干涉，反应速度快。

附图说明

图1动力上升二次轨控策略示意图。

图2动力上升和二次轨控过程的高度变化曲线。

图3动力上升和二次轨控过程的速度变化曲线。

图4动力上升和二次轨控过程的近月点、远月点高度变化曲线。

图5为本发明方法流程图。

具体实施方式

当航天器上升过程主发动机出现故障，不能完成入轨时，需要利用姿控发动机进行抢救。但是传统的依靠地面测定轨，然后计算轨控策略，再组织实施的手段，对于上升过程来说很难实现，因为航天器不能正确入轨时，高度会不断下降，需要应急策略快速实施。

针对这一问题，本发明提出了一种自主的动力上升二次轨控可靠入轨方法。这种方法实时计算当前的轨道参数，一旦发现主发动机故障无法恢复，且当前航天器自身推进剂仍满足抢救需要时，则计算二次轨控策略，准备在当前时间后某固定延迟的时间点上利用姿控推力器实施二次轨道控制，使得轨控后航天器能够处于应急安全轨道上。这种方法计算简单，可以在一定条件内快速解决动力上升过程主发动机故障后进行抢救确保航天器轨道安全的问题，避免上升失败。

如图1、5所示，本发明所采用的技术包括步骤如下：

(1)根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；轨道根数包括半长轴、偏心率、近点中心距、平近点角、偏心率矢量和半通径矢量；

(2)根据加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障，进入步骤(3)；

(3)主发动机故障情况下进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；

(4)建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；

(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。

上述步骤具体如下：

设航天器安装有一台主发动机和N(N>0)台与主发动机推力方向平行或近似平行的姿控推力器。定义主发动机的标称推力大小为F_main，比冲为I_spmain；第i台(1≤i≤N)姿控推力器的推力大小为F_RCS,i，比冲为I_spRCS,i。并且设第i台发动机推力方向与主发动机推力方向的夹角为α_i(0≤α_i<90°)。

1)轨道计算

设当前时刻为t₀，导航系统提供的当前时刻惯性位置和速度分别为r和v，于是可以将它们转换为轨道根数。

首先求解半长轴a

其中，μ是中心天体引力场常数，符号||·||表示向量的2范数。

然后求解偏心率e，并计算近点中心距r_p

r_p＝a·(1-e)

其中，符号<·>表示两个向量的点积，函数arctan2(A/B)的定义为

之后求解平近点角M

M＝E-A

M是角度，如果M的取值不在-π～π之间，则需要将M加上2nπ(n是整数)，使得加后的M取值在-π～π之间。

最后求解当前轨道的偏心率矢量P和半通径矢量Q

2)推力监测

由加速度计获得的上一测量周期[t_-1，t₀]时间段内沿主推力方向的累计速度增量测量值为ΔV_acc(t₀)，且上一周期t_-1时刻控制系统向第i个推力器发送的喷气脉宽指令为T_RCS,i(t_-1)，并且设质量m已知(航天器上估计质量的方法不在本专利包含内容之中，这里假设已经获得该数值)，则可以估算出[t_-1，t₀]时间段内，主发动机产生的平均推力估值为

若则认为主发动机推力故障，若重启发动机问题仍存在，即仍成立时，关闭主发动机并进入步骤3)。其中F_min是预先设定的推力故障检测门限，其取值需要根据具体任务(包括起飞重量、发动机推力大小，入轨高度、速度等参数)确定。

3)二次轨控策略

若近点中心距低于最低安全值，即r_p≤r_psafe，并且平近点角M<0或M>M_min，则计算二次轨控策略。r_psafe代表不需要实施二次轨控的安全近点中心距，r_p高于此值时当航天器近点中心距高于它时不存在坠毁风险。M_min代表必须实施自主二次轨控的平近点角阈值。由于M的取值在-π～π之间，所以M<0表示从航天器的飞行高度已经处于下降过程中，这时需要尽快实施二次轨控；M>M_min表示，再飞过天体中心角距π-M_min后航天器轨道高度就会开始下降，而飞过这个角度的时间短于地面发现和处置故障的时间，这时也需要自主实施二次轨控。可见，r_psafe和M_min与天体轨道特性及地面反应时间有关，应根据任务情况事前确定。

设定二次轨控在当前时刻后T_oc时间开始。T_oc是轨控准备时间，其长度根据航天器姿态调整能力确定，应能够涵盖航天器翻转180°所需要的最大调节时间，这个参数事前设计确定。

首先需要预报二次轨控开机时刻航天器的位置和速度，这通过二体轨道外推计算。

开机时刻的平近点角为

如果M_oc的取值不在-π～π之间，则需要将M_oc加上2nπ(n是整数)，使得加后的M_oc取值在-π～π之间。

以M_oc为E_oc的初值，进行迭代计算，即用给E_oc重新赋值，赋值过程反复进行，直到重新赋值前后E_oc的差的绝对值小于预设阈值。通常迭代次数为5时就能保证足够的迭代精度。

之后可以计算出开机时刻的真近点角f_oc

由此可以计算出二次开机点时刻的惯性位置和速度

之后按照脉冲点火计算轨控速度增量

控后目标轨道的半长轴a_T可以根据不同原则设计。这里采用安全原则，即设二次轨控点是控后轨道长轴的一端，另一端的中心距则满足安全值r_psafe，那么目标半长轴可如下计算

轨道法线W为

控后惯性速度为

所以按照脉冲量计算的轨控速度增量矢量Δv为

Δv＝v_oc2-v_oc

考虑到重力损耗，可以将实际执行的速度增量进行适当放大，得到最终二次轨控的速度增量Δv_s

Δv_s＝(1+k_grav)·Δv

其中，k_grav是重力补偿系数，取值范围一般在0～0.05之间，需根据具体任务确定(包括目标轨道、发动机推力大小、引力常数等)。Δv_s的大小记为ΔV_s，即

4)轨控姿态建立

以Δv_s矢量的方向为目标进行姿态调整，使得在t₀+T_oc时间之前航天器推力器方向与Δv_s矢量重合。姿态调整过程是航天器姿态控制的常规内容，具体算法不包含在本发明中。

5)实施二次轨控

当时间到达t₀+T_oc之后，启动与主发动机推力方向平行或近似平行的姿控推力器进行二次轨控。轨控过程用加速度计累计速度增量，直到剩余速度增量小于等于零，则完成二次轨控。具体如下

设当前时刻为t_k(t_k≥t₀+T_oc)，测量周期[t_k-1，t_k]时间段内沿主推力方向的累计速度增量测量值为ΔV_acc(t_k)，用ΔV_s-ΔV_acc(t_k)对剩余速度增量ΔV_s进行赋值，实现ΔV_s的递减更新；若ΔV_s≤0，则停止二次轨控。

本发明提供的实施例如下：

假设一个质量为600kg的航天器从月面起飞，目标进入15×80km椭圆环月轨道近月点(月球参考半径为1738km)。这个航天器沿其纵轴安装有一台2000N主发动机，比冲310×9.8N·s/kg。另外，还平行安装有4台120N姿控推力器，比冲280×9.8N·s/kg。

在402.3s时主发动机故障，输出推力变为0。此时半长轴1664.3km，平近点角3.1201rad，近月点高度为-16.245km。如果不实施应急处置，航天器将会很快撞月。

应用本发明进行二次轨控。设置推力检测门限F_min为200N，平近点角门限M_min为3rad，安全近点中心距r_psafe为1753km(相对月表高度15km)，重力补偿系数k_grav为0.01，轨控准备时间T_oc是300s。于是当发动机故障被检测出来时，准备用4×120N姿控推力器二次轨控。二次轨控策略的计算结果为，实施轨控时的飞行高度为11.714km，轨控速度增量大小ΔV_s＝50.833m/s。之后按照该策略实施二次轨控，控后轨道的近月点为11.252km，远月点16.511km，满足安全环月要求。

图2是从起飞开始到二次轨控结束时的高度曲线，可以看到当主发动机故障后，航天器不能进入环月轨道，高度开始下降，直到开始二次轨控后航天器才停止下落；图3是对应过程航天器速度大小的变化曲线，可以看到主发动机故障后，航天器速度停止增加，进入下落滑行阶段，直到二次轨控开始后速度再次增加；图4是对应过程近月点和远月点高度的变化曲线，到主发动机故障时航天器的近月点仍是负数，说明这时航天器仍不能完成安全环月，到二次轨控开始后近月点高度再次增加，直到满足要求。仿真表明，本发明提出的动力上升二次轨控可靠入轨方法有效，能够在给定条件内应对发动机故障导致不能入轨的问题，提高了上升过程的安全性。

Claims (10)

1.一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于实现步骤如下：

(1)根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；

(2)根据加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障，在重启主发动机后主发动机故障仍无法恢复时进入步骤(3)；

(3)主发动机故障情况下进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；

(4)建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；

(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。

2.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述轨道根数包括半长轴、偏心率、近点中心距、平近点角、偏心率矢量和半通径矢量；

半长轴

其中，μ是中心天体引力场常数，符号||·||表示向量的2范数，当前时刻为t₀，导航系统提供的当前时刻惯性位置和速度分别为r和v；

偏心率近点中心距r_p＝a·(1-e)；

其中，符号<·>表示两个向量的点积，函数arctan2(A/B)的定义为：

平近点角M＝E-A，M是角度，如果M的取值不在-π～π之间，则需要将M加上2nπ，n是整数，使得加后的M取值在-π～π之间；

当前轨道的偏心率矢量P和半通径矢量Q：

3.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(2)主发动机产生的平均推力估值为：

其中，主发动机在[t_-1，t₀]时间段产生的平均推力估值当前时刻为t_k，上一测量周期内，即[t_-1，t₀]时间段内沿主推力方向的累计速度增量测量值为ΔV_acc(t₀)，且上一周期t_-1时刻控制系统向第i个推力器发送的喷气脉宽指令为T_RCS,i(t_-1)，m为航天器的质量，Δt＝t_k-t_k-1；N为与主发动机推力方向不垂直的姿控推力器数量，第i台发动机推力方向与主发动机推力方向的夹角为α_i，0≤α_i<90°，第i台姿控推力器的推力大小为F_RCS,i，1≤i≤N。

4.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：进行二次轨控条件判断具体为：

若近点中心距r_p低于最低安全值，即r_p≤r_psafe，并且平近点角M<0或M>M_min，则满足二次轨控条件，否则不满足；r_psafe代表不需要实施二次轨控的安全近点中心距，M_min代表必须实施自主二次轨控的平近点角阈值。

5.根据权利要求4所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：计算二次轨控的速度增量具体为：

(3.1)预报二次轨控开机时刻航天器的位置和速度；

(3.2)按照脉冲点火计算轨控速度增量。

6.根据权利要求5所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(3.1)预报二次轨控开机时刻航天器的位置和速度：

(a)计算开机时刻的平近点角T_oc是轨控准备时间，如果M_oc的取值不在-π～π之间，则需要将M_oc加上2nπ，n是整数，使得加后的M_oc取值在-π～π之间；

(b)以M_oc为E_oc的初值，进行迭代计算，即用给E_oc重新赋值，赋值过程反复进行，直到重新赋值前后E_oc的差的绝对值小于预设阈值；

(c)计算出开机时刻的真近点角其中：

(d)计算出二次开机点时刻的惯性位置r_oc和速度v_oc：

7.根据权利要求6所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：按照脉冲点火计算轨控速度增量：

(a1)计算控后目标半长轴控后目标轨道与当前轨控点相位相差180°位置的中心距的安全值为r_psafe；

(b1)计算控后轨道法线

(c1)计算控后惯性速度

(d1)按照脉冲量计算的轨控速度增量矢量Δv＝v_oc2-v_oc；

(e1)补偿重力损耗，计算最终二次轨控的速度增量Δv_s＝(1+k_grav)·Δv

其中，k_grav是重力补偿系数，Δv_s的大小记为ΔV_s，即

8.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(4)建立点火姿态，具体为：以Δv_s矢量的方向为目标进行姿态调整，使得在t₀+T_oc时间之前航天器推力器方向与Δv_s矢量重合。

9.根据权利要求1所述的一种动力上升二次轨控可靠入轨方法，其特征在于：所述步骤(5)实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，具体为：当时间到达t₀+T_oc之后，启动预先设定的姿控推力器进行二次轨控，轨控过程用加速度计累计速度增量，直到剩余速度增量小于等于零，则完成二次轨控。

10.一种动力上升二次轨控可靠入轨系统，其特征在于包括：

轨道根数计算模块：用于根据航天器上升过程中的位置和速度，计算轨道根数；

故障判定模块：用于根据轨道根数计算模块计算得到的轨道根数，加速度计测量出的非引力加速度，计算主发动机产生的平均推力估值；当计算得到的所述主发动机的平均推力估值低于预设发动机推力阈值，认为主发动机故障；

二次轨控的速度增量计算模块：用于故障判定模块判定的主发动机故障情况下进行二次轨控条件判断，满足条件的情况下计算二次轨控的速度增量；

点火姿态建立模块：用于根据二次轨控的速度增量计算模块计算得到的二次轨控的速度增量建立点火姿态，使得推力方向和所述二次轨控速度增量的方向一致；

二次轨控模块：用于实施二次轨控，直到实际点火速度增量的大小达到二次轨控速度增量的大小，从而完成动力上升二次轨控可靠入轨。