CN109573103B - 一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法 - Google Patents

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Abstract

本发明一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，在运载火箭推力下降故障出现后，判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道；若能，则将运载火箭利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道，若不能，则判断运载火箭利用可用推力和剩余燃料是否能够进入安全轨道，若可用推力和剩余燃料满足进入安全轨道的条件，则利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道与安全轨道之间的救援轨道或安全轨道；否则，判定剩余运载能力不足以进入安全轨道；将剩余运载能力量化为进入原目标轨道和安全轨道所需的发动机最短正常工作时长的求解问题，减小救援轨道的求解空间，提升求解效率。

Description

一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法
技术领域
本发明涉及一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，属于运载火箭控制领域。
背景技术
国内外航天史上，由于动力系统故障导致运载火箭发射任务失败的案例很多，其中一类非致命故障是在发射后某一时刻火箭出现推力下降的现象。这类故障发生后火箭由于加速度不足，无法跟上地面设计的标称飞行轨迹，导致最终坠毁。为增强运载火箭的履约能力，避免或降低这类故障发生后带来经济损失，根据故障情况在线重新规划飞行轨迹和救援轨道是一种可行的方法。目前运载火箭轨迹规划方法的实时性和快速性均不能满足在线计算要求，尤其是对于故障发生后救援轨道待优化的情况，不限制救援轨道的搜索范围，直接从宇宙空间中搜索火箭利用剩余燃料和推力能够将有效载荷送入的救援轨道，利用非线性数值优化方法进行求解，几乎不可能收敛得到最优救援轨道。
发明内容
本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，通过估计火箭故障后的剩余运载能力，可以判断火箭利用剩余燃料和有效推力将载荷送入救援轨道的范围，从而有效降低救援轨道的搜索空间，提升规划效率，解决了救援轨道搜索困难的问题。
本发明解决的技术方案为：一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，步骤如下：
(1)在运载火箭推力下降故障出现后，判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道；若能，则将运载火箭利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道，若不能进行步骤(2)
(2)判断运载火箭利用可用推力和剩余燃料是否能够进入安全轨道，若可用推力和剩余燃料满足进入安全轨道的条件，则利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道与安全轨道之间的救援轨道或安全轨道；否则，判定剩余运载能力不足以进入安全轨道；
判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道，具体如下：
首先以火箭飞行过程中各飞行阶段的起始时刻作为参考点，其中参考点包括起飞时刻、助推分离时刻、二级点火时刻、整流罩分离时刻，判断运载火箭推力下降故障出现时刻tfault所处的飞行阶段，然后以所处飞行阶段的参考点为起始点t0，将原定目标轨道作为终端约束条件，将该阶段剩余飞行过程分为推力正常飞行段和推力故障飞行段，利用数值优化方法，优化得到推力正常飞行段的最短飞行时间ttarget；(ttarget为从火箭推力下降故障出现时刻所处的飞行阶段的起始时刻t0开始计算的时间)
根据ttarget与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入原定目标轨道。
根据ttarget与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入原定目标轨道，具体如下：
若tfault≥ttarget，则判定火箭运载能力充足，火箭利用现有推力和燃料能够进入原目标轨道，否则，判定火箭运载能力不充足，火箭利用现有推力和燃料无法进入原目标轨道。
判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道，具体如下：
以所处飞行阶段的参考点为起始点，将安全轨道作为终端约束条件，将该阶段剩余飞行过程分为推力正常飞行段和推力故障飞行段，利用数值优化方法，优化得到推力正常飞行段的最短飞行时间tsafe；(tsafe为从火箭推力下降故障出现时刻所处的飞行阶段的起始时刻t0开始计算的时间)
根据tsafe与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道。
根据tsafe与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道，具体如下：
若tfault＝tsafe，则判定火箭运载能力满足进入安全轨道的条件，火箭利用现有推力和燃料能够进入安全轨道；
若tfault>tsafe，则判定火箭运载能力满足进入救援轨道的条件，火箭利用现有推力和燃料能够进入救援轨道；
判定剩余运载能力不足以进入安全轨道，具体条件为：tfault<tsafe，则运载火箭剩余的能力不足，火箭利用现有推力和燃料不能进入安全的轨道。
(应当尽量以无人区为坠毁区域，优化坠毁轨迹；)
安全轨道定义为有效载荷能够形成轨道的最低轨道高度对应的圆轨道。
运载火箭推力下降故障出现后，能够自动辨识出故障后的可用推力和剩余燃料。
将运载火箭送入原定目标轨道，所需要的优化推力正常飞行段的最短飞行时间，具体如下：
(1)判断故障时刻所处的飞行阶段，将所处飞行阶段起始时刻的状态[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]|t0作为初始点状态约束，其中[x,y,z]分别表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的位置分量，[Vx,Vy,Vz]表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的速度分量，m是火箭剩余总质量，t0表示所处飞行阶段的起始时刻；
(2)根据步骤(1)初始点状态约束，在发射惯性系中建立运载火箭的质心运动方程，具体如下：
Figure BDA0001869944760000041
Figure BDA0001869944760000042
Figure BDA0001869944760000043
Figure BDA0001869944760000044
Figure BDA0001869944760000045
Figure BDA0001869944760000046
Figure BDA0001869944760000047
Figure BDA0001869944760000048
Figure BDA0001869944760000049
其中，[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]为方程的状态量，T表示发动机推力大小，设[ux,uy,uz]为推力方向单位矢量在发射惯性系三个坐标轴上的投影，μ和g0分别表示地心引力常数和海平面重力加速度，Isp为发动机比冲，[R0x,R0y,R0z]为地心指向发射点的矢量在在发射惯性系三个坐标轴上的投影，r为火箭质心至地心的距离。
(3)确定原定目标轨道的五个轨道根数，包括半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω和近地点幅角w，根据原定目标轨道的五个轨道根数确定原定目标轨道，轨道根数与发惯系下位置和速度之间的转换关系用函数Fun表示，即[a,e,i,Ω,w]＝Fun([x,y,z,Vx,Vy,Vz])，并以该约束条件作为火箭飞行进入原定目标轨道的终端约束条件；
(4)将参考点后的飞行过程分为推力正常飞行段(Phase1)和推力故障飞行段(Phase2)，定义两个阶段中火箭的推力和状态量分别用变量符号加下角标Phase1和Phase2表示。将两阶段的起止时间分别用t0和tf加对应段的下角标表示，考虑火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的，连接点处的时间和状态量相等，即
tfphase1＝t0phase2
[x y z Vx Vy Vz](tfphase1)＝[x y z Vx Vy Vz](t0phase2)
火箭每个飞行阶段的可用燃料是固定的，定义出现故障时所处的飞行阶段的起始点火箭质量为m0，可用总燃料为mfuel，则该飞行段终止时刻的剩余质量应满足质量约束条件：m(tfPhase2)≥m0-mfuel。
其中，m(tfPhase2)为tfPhase2火箭的质量；
在满足运载火箭的质心运动方程、原定目标轨道的终端约束条件、火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的条件、质量约束条件的条件下，以最小化推力正常飞行段的工作时间为优化目标，利用数值优化算法，进行非线性规划(NLP)，即得到故障后火箭能够进入原目标轨道所需的最短正常工作时间，记为ttarget。(上述可以理解为将连续优化命题离散成一个非线性规划(NLP)问题，再利用数值优化算法求解，即可得到在当前故障条件下火箭能够进入原目标轨道所需的最短正常工作时间，记为ttarget。为提升求解的快速性和收敛性，求解优化问题的初值可以选取为标准飞行轨迹对应离散点上的状态量值。)
将运载火箭送入救援轨道或安全轨道，所需要的优化推力正常飞行段的最短飞行时间，具体如下：
(1)判断故障时刻所处的飞行阶段，将所处飞行阶段起始时刻的状态[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]|t0作为初始点状态约束，其中[x,y,z]分别表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的位置分量，[Vx,Vy,Vz]表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的速度分量，m是火箭剩余总质量，t0表示所处飞行阶段的起始时刻；
(2)根据步骤(1)初始点状态约束，在发射惯性系中建立运载火箭的质心运动方程，具体如下：
Figure BDA0001869944760000061
Figure BDA0001869944760000062
Figure BDA0001869944760000063
Figure BDA0001869944760000064
Figure BDA0001869944760000065
Figure BDA0001869944760000066
Figure BDA0001869944760000067
Figure BDA0001869944760000068
Figure BDA0001869944760000069
其中，[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]为方程的状态量，T表示发动机推力大小，设[ux,uy,uz]为推力方向单位矢量在发射惯性系三个坐标轴上的投影，μ和g0分别表示地心引力常数和海平面重力加速度，Isp为发动机比冲，[R0x,R0y,R0z]为地心指向发射点的矢量在在发射惯性系三个坐标轴上的投影，r为火箭质心至地心的距离。
(3)确定安全轨道的五个轨道根数，包括半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω和近地点幅角w，安全轨道的形状定义为一个固定高度的圆轨道，对轨道面不作要求，即入轨条件只要求a＝R0+hsafe和e＝0，对i、Ω、w三个量不做限制，其中R0为地球半径，hsafe为最低安全高度。并将五个轨道根数作为火箭飞行进入安全轨道的终端约束条件；
(4)将参考点后的飞行过程分为推力正常飞行段(Phase1)和推力故障飞行段(Phase2)，定义两个阶段中火箭的推力和状态量分别用变量符号加下角标Phase1和Phase2表示。将两阶段的起止时间分别用t0和tf加对应段的下角标表示，考虑火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的，连接点处的时间和状态量相等，即
tfphase1＝t0phase2
[x y z Vx Vy Vz](tfphase1)＝[x y z Vx Vy Vz](t0phase2)
火箭每个飞行阶段的可用燃料是固定的，定义出现故障时所处的飞行阶段的起始点火箭质量为m0，可用总燃料为mfuel，则该飞行段终止时刻的剩余质量应满足质量约束条件：m(tfPhase2)≥m0-mfuel。
其中，m(tfPhase2)为tfPhase2火箭的质量；
在满足运载火箭的质心运动方程、安全轨道的终端约束条件、火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的条件、质量约束条件的条件下，以最小化推力正常飞行段的工作时间为优化目标，利用数值优化算法，进行非线性规划(NLP)，即得到故障后火箭能够进入原目标轨道所需的最短正常工作时间，记为tsafe。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明考虑火箭推力下降越早，损失运载能力越多的特点，根据故障情况，分别计算进入原目标轨道和最低安全轨道所需的发动机最短正常工作时长，作为判断剩余运载能力的两个临界值。
(2)本发明对比实际故障时刻与两个临界值的关系，给出故障条件下，火箭利用剩余运载能力能够到达的救援轨道与原目标轨道和最低安全轨道之间的关系，从而有效降低救援轨道规划问题的求解难度。
(3)本发明将剩余运载能力估计问题量化为进入原目标轨道和最低安全轨道所需的发动机最短正常工作时长的求解问题，易于实现，效率更高；
(4)将剩余运载能力与救援轨道的范围相对应，有效降低了救援轨道的搜索空间。
(5)本发明通过对比故障时刻与临界条件，能够快速定位救援轨道与原目标轨道和最低安全轨道的关系，为救援轨道的选取提供了依据。
附图说明
图1为本发明的方法实施流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，在运载火箭推力下降故障出现后，判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道；若能，则将运载火箭利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道，若不能，则判断运载火箭利用可用推力和剩余燃料是否能够进入安全轨道，若可用推力和剩余燃料满足进入安全轨道的条件，则利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道与安全轨道之间的救援轨道或安全轨道；否则，判定剩余运载能力不足以进入安全轨道；将剩余运载能力量化为进入原目标轨道和安全轨道所需的发动机最短正常工作时长的求解问题，减小救援轨道的求解空间，提升求解效率。
本发明针对运载火箭在出现非致命故障后，发动机出现推力下降的现象，研究一种运载火箭剩余运载能力评估方法。剩余运载能力评估方法能够迅速判断故障后火箭利用剩余燃料和有效推力能够将有效载荷送入救援轨道的范围，从而有效降低在宇宙中搜索救援轨道的搜索空间，为在线救援轨迹规划提供终端入轨条件的约束范围，提升在线救援轨迹规划效率。
如图1所示，本发明为一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，在运载火箭推力下降故障出现后，假设运载火箭推力下降故障出现后，能够自动辨识出故障后的可用推力和剩余燃料。判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道。若能，则将运载火箭利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道；若不能，则判断运载火箭利用可用推力和剩余燃料是否能够进入安全轨道，若可用推力和剩余燃料满足进入安全轨道的条件，则利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道与安全轨道之间的救援轨道或安全轨道；否则，判定剩余运载能力不足以进入安全轨道。
安全轨道定义为有效载荷能够形成轨道的最低轨道高度对应的圆轨道，最低轨道高度可根据实际情况定义为120km、160km等值。
判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道，具体如下：
首先以火箭飞行过程中各飞行阶段的起始时刻作为参考点，其中参考点包括起飞时刻、助推分离时刻、二级点火时刻、整流罩分离时刻，判断运载火箭推力下降故障出现时刻tfault所处的飞行阶段，然后以所处飞行阶段的参考点为起始点t0，将原定目标轨道作为终端约束条件，将该阶段剩余飞行过程分为推力正常飞行段和推力故障飞行段，利用数值优化方法(优选自适应伪谱法)，优化得到推力正常飞行段的最短飞行时间ttarget，ttarget为从火箭推力下降故障出现时刻所处的飞行阶段的起始时刻t0开始计算的时间。
将运载火箭送入原定目标轨道，所需要的优化推力正常飞行段的最短飞行时间，具体优化步骤如下：
(1)判断故障时刻所处的飞行阶段，将所处飞行阶段起始时刻的状态[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]|t0作为初始点状态约束，其中[x,y,z]分别表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的位置分量，[Vx,Vy,Vz]表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的速度分量，m是火箭剩余总质量，t0表示所处飞行阶段的起始时刻；
(2)根据步骤(1)初始点状态约束，在发射惯性系中建立运载火箭的质心运动方程，具体如下：
Figure BDA0001869944760000101
Figure BDA0001869944760000102
Figure BDA0001869944760000103
Figure BDA0001869944760000104
Figure BDA0001869944760000105
Figure BDA0001869944760000106
Figure BDA0001869944760000107
Figure BDA0001869944760000108
Figure BDA0001869944760000109
其中，[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]为方程的状态量，T表示发动机推力大小，设[ux,uy,uz]为推力方向单位矢量在发射惯性系三个坐标轴上的投影，μ和g0分别表示地心引力常数和海平面重力加速度，Isp为发动机比冲，[R0x,R0y,R0z]为地心指向发射点的矢量在在发射惯性系三个坐标轴上的投影，r为火箭质心至地心的距离。
(3)确定原定目标轨道的五个轨道根数，包括半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω和近地点幅角w，根据原定目标轨道的五个轨道根数确定原定目标轨道，轨道根数与发惯系下位置和速度之间的转换关系用函数Fun表示，即[a,e,i,Ω,w]＝Fun([x,y,z,Vx,Vy,Vz])，并以该约束条件作为火箭飞行进入原定目标轨道的终端约束条件；
(4)将参考点后的飞行过程分为推力正常飞行段(Phase1)和推力故障飞行段(Phase2)，定义两个阶段中火箭的推力和状态量分别用变量符号加下角标Phase1和Phase2表示。将两阶段的起止时间分别用t0和tf加对应段的下角标表示，考虑火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的，连接点处的时间和状态量相等，即
tfphase1＝t0phase2
[x y z Vx Vy Vz](tfphase1)＝[x y z Vx Vy Vz](t0phase2)
火箭每个飞行阶段的可用燃料是固定的，定义出现故障时所处的飞行阶段的起始点火箭质量为m0，可用总燃料为mfuel，则该飞行段终止时刻的剩余质量应满足质量约束条件：m(tfPhase2)≥m0-mfuel。
其中，m(tfPhase2)为tfPhase2火箭的质量；
在满足运载火箭的质心运动方程、原定目标轨道的终端约束条件、火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的条件、质量约束条件的条件下，以最小化推力正常飞行段的工作时间为优化目标，将连续优化命题离散成一个非线性规划(NLP)问题，再利用数值优化算法求解，即可得到在当前故障条件下火箭能够进入原目标轨道所需的最短正常工作时间，记为ttarget。为提升求解的快速性和收敛性，求解优化问题的初值可以选取为标准飞行轨迹对应离散点上的状态量值。
根据ttarget与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入原定目标轨道。
若tfault≥ttarget，则判定火箭运载能力充足，火箭利用现有推力和燃料能够进入原目标轨道，否则，判定火箭运载能力不充足，火箭利用现有推力和燃料无法进入原目标轨道。
判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道，具体如下：
以所处飞行阶段的参考点为起始点，将安全轨道作为终端约束条件，将该阶段剩余飞行过程分为推力正常飞行段和推力故障飞行段，利用数值优化方法(自适应伪谱法)，优化得到推力正常飞行段的最短飞行时间tsafe，tsafe为从火箭推力下降故障出现时刻所处的飞行阶段的起始时刻t0开始计算的时间。
将运载火箭送入救援轨道或安全轨道，所需要的优化推力正常飞行段的最短飞行时间，具体步骤如下：
(1)判断故障时刻所处的飞行阶段，将所处飞行阶段起始时刻的状态[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]|t0作为初始点状态约束，其中[x,y,z]分别表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的位置分量，[Vx,Vy,Vz]表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的速度分量，m是火箭剩余总质量，t0表示所处飞行阶段的起始时刻；
(2)根据步骤(1)初始点状态约束，在发射惯性系中建立运载火箭的质心运动方程，具体如下：
Figure BDA0001869944760000121
Figure BDA0001869944760000122
Figure BDA0001869944760000123
Figure BDA0001869944760000124
Figure BDA0001869944760000125
Figure BDA0001869944760000126
Figure BDA0001869944760000127
Figure BDA0001869944760000128
Figure BDA0001869944760000129
其中，[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]为方程的状态量，T表示发动机推力大小，设[ux,uy,uz]为推力方向单位矢量在发射惯性系三个坐标轴上的投影，μ和g0分别表示地心引力常数和海平面重力加速度，Isp为发动机比冲，[R0x,R0y,R0z]为地心指向发射点的矢量在在发射惯性系三个坐标轴上的投影，r为火箭质心至地心的距离。
(3)确定安全轨道的五个轨道根数，包括半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω和近地点幅角w，安全轨道的形状定义为一个固定高度的圆轨道，对轨道面不作要求，即入轨条件只要求a＝R0+hsafe和e＝0，对i、Ω、w三个量不做限制，其中R0为地球半径，hsafe为最低安全高度。并将五个轨道根数作为火箭飞行进入安全轨道的终端约束条件；
(4)将参考点后的飞行过程分为推力正常飞行段(Phase1)和推力故障飞行段(Phase2)，定义两个阶段中火箭的推力和状态量分别用变量符号加下角标Phase1和Phase2表示。将两阶段的起止时间分别用t0和tf加对应段的下角标表示，考虑火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的，连接点处的时间和状态量相等，即
tfphase1＝t0phase2
[x y z Vx Vy Vz](tfphase1)＝[x y z Vx Vy Vz](t0phase2)
火箭每个飞行阶段的可用燃料是固定的，定义出现故障时所处的飞行阶段的起始点火箭质量为m0，可用总燃料为mfuel，则该飞行段终止时刻的剩余质量应满足质量约束条件：m(tfPhase2)≥m0-mfuel。
其中，m(tfPhase2)为tfPhase2火箭的质量；
在满足运载火箭的质心运动方程、安全轨道的终端约束条件、火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的条件、质量约束条件的条件下，以最小化推力正常飞行段的工作时间为优化目标，利用数值优化算法，进行非线性规划(NLP)，即得到故障后火箭能够进入原目标轨道所需的最短正常工作时间，记为tsafe。
根据tsafe与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道。
若tfault＝tsafe，则判定火箭运载能力满足进入安全轨道的条件，火箭利用现有推力和燃料能够进入安全轨道；
若tfault>tsafe，则判定火箭运载能力满足进入救援轨道的条件，火箭利用现有推力和燃料能够进入救援轨道；
判定剩余运载能力不足以进入安全轨道，具体条件为：tfault<tsafe，则运载火箭剩余的能力不足，火箭利用现有推力和燃料不能进入安全的轨道，应当尽量以无人区为坠毁区域，优化坠毁轨迹。
本发明将剩余运载能力估计问题量化为进入原目标轨道和最低安全轨道所需的发动机最短正常工作时长的求解问题，能够通过数值优化算法迅速求解，效率高。经过数学仿真测试，在不对运载能力进行评估时，求解故障条件下火箭的救援轨道，数值优化算法几乎不能收敛，在引入本发明方法后，将救援轨道的范围作为约束条件加入到救援轨道优化过程中，数值优化算法能够迅速收敛，得到在剩余燃料和推力的条件下，运载火箭可将有效载荷送入的救援轨道。
本发明考虑火箭推力下降越早，损失运载能力越多的特点，根据故障情况，分别计算进入原目标轨道和最低安全轨道所需的发动机最短正常工作时长，作为判断剩余运载能力的两个临界值。本发明对比实际故障时刻与两个临界值的关系，给出故障条件下，火箭利用剩余运载能力能够到达的救援轨道与原目标轨道和最低安全轨道之间的关系，从而有效降低救援轨道规划问题的求解难度。
本发明将剩余运载能力估计问题量化为进入原目标轨道和最低安全轨道所需的发动机最短正常工作时长的求解问题，易于实现，效率更高；将剩余运载能力与救援轨道的范围相对应，有效降低了救援轨道的搜索空间；通过对比故障时刻与临界条件，能够快速定位救援轨道与原目标轨道和最低安全轨道的关系，为救援轨道的选取提供了依据。

Claims (8)

1.一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于步骤如下：
(1)在运载火箭推力下降故障出现后，判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道；若能，则将运载火箭利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道，若不能进行步骤(2)；
判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入原定目标轨道，具体如下：
首先以火箭飞行过程中各飞行阶段的起始时刻作为参考点，判断运载火箭推力下降故障出现时刻tfault所处的飞行阶段，然后以所处飞行阶段的参考点为起始点t0，将原定目标轨道作为终端约束条件，将该阶段剩余飞行过程分为推力正常飞行段和推力故障飞行段，利用数值优化方法，优化得到推力正常飞行段的最短飞行时间ttarget；
根据ttarget与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入原定目标轨道；
将运载火箭送入原定目标轨道，所需要的优化推力正常飞行段的最短飞行时间，具体如下：
(a)判断故障时刻所处的飞行阶段，将所处飞行阶段起始时刻的状态[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]|t0作为初始点状态约束，其中[x,y,z]分别表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的位置分量，[Vx,Vy,Vz]表示火箭在发射惯性坐标系下三个方向的速度分量，m是火箭剩余总质量，t0表示所处飞行阶段的起始时刻；
(b)根据步骤(a)初始点状态约束，在发射惯性系中建立运载火箭的质心运动方程，具体如下：
Figure FDA0002880062950000021
Figure FDA0002880062950000022
Figure FDA0002880062950000023
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Figure FDA0002880062950000026
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Figure FDA0002880062950000028
Figure FDA0002880062950000029
其中，[x,y,z,Vx,Vy,Vz,m]为方程的状态量，T表示发动机推力大小，设[ux,uy,uz]为推力方向单位矢量在发射惯性系三个坐标轴上的投影，μ和g0分别表示地心引力常数和海平面重力加速度，Isp为发动机比冲，[R0x,R0y,R0z]为地心指向发射点的矢量在在发射惯性系三个坐标轴上的投影，r为火箭质心至地心的距离；
(c)确定原定目标轨道的五个轨道根数，包括半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω和近地点幅角w，根据原定目标轨道的五个轨道根数确定原定目标轨道，轨道根数与发惯系下位置和速度之间的转换关系用函数Fun表示，即[a,e,i,Ω,w]＝Fun([x,y,z,Vx,Vy,Vz])，并以该约束条件作为火箭飞行进入原定目标轨道的终端约束条件；
(d)将参考点后的飞行过程分为推力正常飞行段Phase1和推力故障飞行段Phase2，定义两个阶段中火箭的推力和状态量分别用变量符号加下角标Phase1和Phase2表示；将两阶段的起止时间分别用t0和tf加对应段的下角标表示，考虑火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的，连接点处的时间和状态量相等，即
tfphase1＝t0phase2
[x y z Vx Vy Vz](tfphase1)＝[x y z Vx Vy Vz](t0phase2)
火箭每个飞行阶段的可用燃料是固定的，定义出现故障时所处的飞行阶段的起始点火箭质量为m0，可用总燃料为mfuel，则该飞行段终止时刻的剩余质量应满足质量约束条件：m(tfPhase2)≥m0-mfuel；
其中，m(tfPhase2)为tfPhase2火箭的质量；
在满足运载火箭的质心运动方程、原定目标轨道的终端约束条件、火箭飞行过程中的时间和状态量是连续的条件、质量约束条件的条件下，以最小化推力正常飞行段的工作时间为优化目标，利用数值优化算法，进行非线性规划(NLP)，即得到故障后火箭能够进入原目标轨道所需的最短正常工作时间，记为ttarget；
(2)判断运载火箭利用可用推力和剩余燃料是否能够进入安全轨道，若可用推力和剩余燃料满足进入安全轨道的条件，则利用可用推力和剩余燃料将运载火箭送入原定目标轨道与安全轨道之间的救援轨道或安全轨道；否则，判定剩余运载能力不足以进入安全轨道。
2.根据权利要求1所述的一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于：根据ttarget与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入原定目标轨道，具体如下：
若tfault≥ttarget，则判定火箭运载能力充足，火箭利用现有推力和燃料能够进入原目标轨道，否则，判定火箭运载能力不充足，火箭利用现有推力和燃料无法进入原目标轨道。
3.根据权利要求1所述的一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于：判断利用可用推力和剩余燃料，是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道，具体如下：
以所处飞行阶段的参考点为起始点，将安全轨道作为终端约束条件，将该阶段剩余飞行过程分为推力正常飞行段和推力故障飞行段，利用数值优化方法，优化得到推力正常飞行段的最短飞行时间tsafe；
根据tsafe与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道。
4.根据权利要求3所述的一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于：根据tsafe与运载火箭推力下降故障出现时刻tfault的关系，判断运载火箭剩余运载能力，根据剩余运载能力，判断是否能够将运载火箭送入救援轨道或安全轨道，具体如下：
若tfault＝tsafe，则判定火箭运载能力满足进入安全轨道的条件，火箭利用现有推力和燃料能够进入安全轨道；
若tfault>tsafe，则判定火箭运载能力满足进入救援轨道的条件，火箭利用现有推力和燃料能够进入救援轨道。
5.根据权利要求1所述的一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于：判定剩余运载能力不足以进入安全轨道，具体条件为：tfault<tsafe，则运载火箭剩余的能力不足，火箭利用现有推力和燃料不能进入安全的轨道；推力正常飞行段的最短飞行时间tsafe，运载火箭推力下降故障出现时刻tfault。
6.根据权利要求1所述的一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于：安全轨道定义为有效载荷能够形成轨道的最低轨道高度对应的圆轨道。
7.根据权利要求1所述的一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于：运载火箭推力下降故障出现后，能够自动辨识出故障后的可用推力和剩余燃料。
8.根据权利要求1所述的一种适用于推力下降故障条件下的剩余运载能力评估方法，其特征在于：参考点包括起飞时刻、助推分离时刻、二级点火时刻、整流罩分离时刻。
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