CN111881514B - 一种发动机故障状态下的制导重构方法 - Google Patents

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Abstract

一种发动机故障状态下的制导重构方法，包括如下步骤：(1)火箭升交点经度精度余量计算，得出升交点经度偏差ΔΩ；(2)若其中为升交点经度精度指标，转入步骤(3)计算tys约束时间，否则结束；(3)计算约束时间其中k为安全余量系数，转入步骤(4)；(4)通过步骤(3)的结果进行制导重构，将飞行段最长飞行时间txd修正为t′xd。本发明利用升交点经度的精度余量计算约束时间，从而进行制导重构，既保证了升交点经度指标满足任务要求，又最大程度让火箭尽可能的接近或达到目标轨道。

Description

一种发动机故障状态下的制导重构方法
技术领域
本发明属于制导控制系统领域，具体涉及一种发动机故障状态下的制导重构方法。
背景技术
当小推力发动机推力下降程度较大时，若实现半长轴关机控制，则所需剩余飞行时间较长，有些任务中有效载荷对升交点经度更为关注，因此如果飞行时间过长，可能会造成升交点经度超差，因此，通过采用带约束的制导重构方法，在保证升交点经度的情况下，让火箭最大程度的接近目标轨道。
目前还未有针对小推力发动机推力下降故障模式有时间约束的制导重构。本方法利用控制系统自身信息，不需要使用外系统信息，只需修改飞行软件即可实现，避免了硬件设备改造，节省了研制成本。
发明内容
本发明解决了飞行过程中小推力发动机出现推力下降故障后，在有时间约束情况下的制导重构方法。
工作原理：火箭配置小推力发动机进行轨道控制，当发动机出现较严重的推力下降故障时，计算升交点经度精度余量，在有余量的情况下，计算出约束时间，改变备保关机时间(表示本飞行段最长飞行时间)，从而尽量实现正常关机(满足诸如半长轴或其他关机特征量要求的关机)。一种发动机故障状态下的制导重构方法，包括如下步骤：
(1)火箭升交点经度精度余量计算，得出升交点经度偏差ΔΩ；
(2)若其中/>为升交点经度精度指标，转入步骤(3)计算tys约束时间，否则结束；
(3)计算约束时间其中k为安全余量系数，转入步骤(4)；
(4)通过步骤(3)的结果进行制导重构，将飞行段最长飞行时间txd修正为t′xd。
进一步的，所述步骤(1)还包括如下内容：所述升交点经度偏差ΔΩ的计算，使用当前时刻火箭在发射点重力惯性坐标系，原点为发射点O，OY轴沿发射点重力反向指向地表外，OX轴与OY轴垂直并指向发射方向，OZ按右手法则确定，下的三个方向速度和位置计算出升交点经度Ωs，计算交点经度Ωs与理论升交点经度的偏差：/>其中Ωs为实际升交点经度，/>为理论升交点经度，ΔΩ为升交点经度偏差。
进一步的，所述步骤(1)中升交点经度Ωs的计算公式如下：
x′＝x+Rox
y′＝y+H0+Roy
z′＝z+Roz
A's＝y'Vz-z'Vy
B's＝z'Vx-x'Vz
C's＝x'Vy-Vxy'
m11＝-cos A0 sin B0
m12＝cos B0
m13＝sin A0 sin B0
m21＝sin A0
m22＝0
m23＝cos A0
m31＝cos A0 cos B0
m32＝sin B0
m33＝-sin A0 cos B0
Ωs＝Ω+λ0-ωe·t
其中：Vx、Vy、Vz、x、y、z分别为当前时刻火箭在发射点重力惯性坐标系三方向的速度，单位为m/s，和位置，单位为m；t为以起飞为零点的当前飞行时刻，单位为s；Rox、Roy、Roz为地心矢径在发射点重力惯性坐标系的三方向分量，单位为m；H0为发射点高程，单位为m，A0为发射点方位角，单位为°，B0为发射点天文纬度，单位为°，λ0为发射点天文经度，单位为°，ωe为地球自转角速度，单位为°/s，以上均为已知量。
进一步的，所述步骤(4)中将本飞行段最长飞行时间txd修正为t'xd＝(t-TK)+tys，即延长了本飞行段的飞行时间，其中t为以起飞为零点的当前飞行时间，TK为前一飞行段计算机关机时间。
本发明的有益效果：(1)火箭在飞行中出现推力下降故障时，希望能增加飞行时间，从而接近或达到目标轨道，但是增加飞行时间，会增大升交点经度的偏差，而升交点经度也是任务考核的一个指标项；本发明利用升交点经度的精度余量计算约束时间，从而进行制导重构，既保证了升交点经度指标满足任务要求，又最大程度让火箭尽可能的接近或达到目标轨道；(2)本发明利用控制系统自身信息，即惯性器件测量信息，不需要使用外系统信息，诸如动力系统的发动机参数信息等，设计出相应算法，只需修改飞行软件即可实现，避免了硬件设备改造，节省了研制成本。
附图说明
图1一种发动机故障状态下的制导重构方法流程图；
具体实施方式
除了下面所述的实施例，本发明还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本发明并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。当这里只介绍一个实施例时，权利要求并不局限于该实施例。
一种发动机故障状态下的制导重构方法，当单台发动机出现较严重推力下降故障时，有时间约束的制导重构方法具体如下：
(1)火箭升交点经度精度余量计算：
使用当前时刻火箭在发射点重力惯性坐标系，原点为发射点O，OY轴沿发射点重力反向指向地表外，OX轴与OY轴垂直并指向发射方向，OZ按右手法则确定，下的三个方向速度和位置计算出升交点经度Ωs，计算交点经度Ωs与理论升交点经度的偏差：/>即为升交点经度偏差ΔΩ，其中Ωs为实际升交点经度，/>为理论升交点经度，ΔΩ为升交点经度偏差；
其中，升交点经度Ωs的计算公式如下：
x′＝x+Rox
y′＝y+H0+Roy
z′＝z+Roz
A's＝y'Vz-z'Vy
B's＝z'Vx-x'Vz
C's＝x'Vy-Vxy'
m11＝-cos A0 sin B0
m12＝cos B0
m13＝sin A0 sin B0
m21＝sin A0
m22＝0
m23＝cos A0
m31＝cos A0 cos B0
m32＝sin B0
m33＝-sin A0 cos B0
Ωs＝Ω+λ0-ωe·t
其中：Vx、Vy、Vz、x、y、z分别为当前时刻火箭在发射点重力惯性坐标系三方向的速度(单位为m/s)和位置(单位为m)；t为以起飞为零点的当前飞行时刻(单位为s)；Rox、Roy、Roz为地心矢径在发射点重力惯性坐标系的三方向分量(单位为m)；H0为发射点高程(单位为m)，A0为发射点方位角(单位为°)，B0为发射点天文纬度(单位为°)，λ0为发射点天文经度(单位为°)，ωe为地球自转角速度(单位为°/s)，以上均为已知量。
(2)若其中/>为升交点经度精度指标，为火箭发射的有效载荷用户对火箭提出的指标要求，转入步骤(3)计算tys约束时间，否则结束；
(3)计算约束时间其中k为安全余量系数，取值为0.9，将升交点经度精度余量的90％用于增加飞行时间，其余10％用于包络计算误差，转入步骤(4)；
(4)通过步骤(3)的结果进行制导重构：
将本飞行段最长飞行时间txd修正为t'xd＝(t-TK)+tys，即延长了本飞行段的飞行时间，其中t为以起飞为零点的当前飞行时间，TK为前一飞行段计算机关机时间。
对于上述本发明所提出的方法，还可以在不脱离本发明内容上作出各种改进，因此本发明的保护范围应该由所附的权利要求书内容确定。

Claims (2)

1.一种发动机故障状态下的制导重构方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)火箭升交点经度精度余量计算，得出升交点经度偏差ΔΩ；所述升交点经度偏差ΔΩ的计算，使用当前时刻火箭在发射点重力惯性坐标系，原点为发射点O，OY轴沿发射点重力反向指向地表外，OX轴与OY轴垂直并指向发射方向，OZ按右手法则确定下的三个方向速度和位置计算出升交点经度Ωs，计算升交点经度Ωs与理论升交点经度的偏差：其中Ωs为实际升交点经度，/>为理论升交点经度，ΔΩ为升交点经度偏差；所述实际升交点经度Ωs的计算公式如下：
x′＝x+Rox
y′＝y+H0+Roy
z′＝z+Roz
A's＝y'Vz-z'Vy
B's＝z'Vx-x'Vz
C's＝x'Vy-Vxy'
m11＝-cos A0 sin B0
m12＝cos B0
m13＝sin A0 sinB0
m21＝sin A0
m22＝0
m23＝cos A0
m31＝cos A0 cos B0
m32＝sin B0
m33＝-sin A0 cos B0
Ωs＝Ω+λ0-ωe·t
其中：Vx、Vy、Vz、x、y、z分别为当前时刻火箭在发射点重力惯性坐标系三方向的速度，单位为m/s，和位置，单位为m；t为以起飞为零点的当前飞行时刻，单位为s；Rox、Roy、Roz为地心矢径在发射点重力惯性坐标系的三方向分量，单位为m；H0为发射点高程，单位为m，A0为发射点方位角，单位为°，B0为发射点天文纬度，单位为°，λ0为发射点天文经度，单位为°，ωe为地球自转角速度，单位为°/s，以上均为已知量；
(2)若其中/>为升交点经度精度指标，转入步骤(3)计算tys约束时间，否则结束；
(3)计算约束时间其中k为安全余量系数，转入步骤(4)；
(4)通过步骤(3)的结果进行制导重构，将飞行段最长飞行时间txd修正为t′xd。
2.如权利要求1所述的制导重构方法，其特征在于，所述步骤(4)中将本飞行段最长飞行时间txd修正为t'xd＝(t-TK)+tys，即延长了本飞行段的飞行时间，其中t为以起飞为零点的当前飞行时间，TK为前一飞行段计算机关机时间。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112327916A (zh) * 2020-11-12 2021-02-05 北京航天自动控制研究所 一种制导重构方法、装置及存储介质
CN112416019B (zh) * 2020-11-30 2022-09-27 北京航天自动控制研究所 一种起飞时刻偏差补偿方法
CN114018103B (zh) * 2021-11-08 2023-05-05 航天科工火箭技术有限公司 一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2440281C1 (ru) * 2010-05-24 2012-01-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом
CN105588568A (zh) * 2015-12-11 2016-05-18 中国人民解放军63791部队 火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法
CN106909166A (zh) * 2017-03-01 2017-06-30 北京航天自动控制研究所 升交点赤经参数的修正方法及装置
CN108594269A (zh) * 2018-04-26 2018-09-28 上海微小卫星工程中心 一种星上高精度自主应急响应的方法
CN109484675A (zh) * 2018-10-31 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法
CN109573103A (zh) * 2018-11-19 2019-04-05 北京航天自动控制研究所 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

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2440281C1 (ru) * 2010-05-24 2012-01-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом
CN105588568A (zh) * 2015-12-11 2016-05-18 中国人民解放军63791部队 火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法
CN106909166A (zh) * 2017-03-01 2017-06-30 北京航天自动控制研究所 升交点赤经参数的修正方法及装置
CN108594269A (zh) * 2018-04-26 2018-09-28 上海微小卫星工程中心 一种星上高精度自主应急响应的方法
CN109484675A (zh) * 2018-10-31 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法
CN109573103A (zh) * 2018-11-19 2019-04-05 北京航天自动控制研究所 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

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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