CN114018103B - 一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，涉及运载火箭技术领域，本发明在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。

Description

一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统
技术领域
本发明涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统。
背景技术
随着航天技术的迅猛发展，对运载火箭的可靠性提出了越来越高的要求。发动机作为运载火箭的动力装置，是全箭飞行可靠性及安全性的决定性因素，关乎整个飞行任务的成败。现有技术下，当运载火箭的末助推主发动机工作过程中发生故障时，没有相应的解决措施，只能坐等火箭与目标轨道失之交臂，飞行任务失败。
发明内容
本发明通过提供一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，解决了在运载火箭末助推主发动机发生故障时如何确保飞行任务成功的技术问题。
一方面，本发明提供如下技术方案：
一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法，包括：
在所述运载火箭的末助推主发动机发生故障后，在弹道重构起始点开始通过所述运载火箭的轨控小推力发动机提供动力，以代替所述末助推主发动机提供的动力；
确定新目标轨道；
获取所述运载火箭到达所述弹道重构起始点时的实时信息，所述实时信息包括时间、位置、速度及剩余燃料质量，根据所述实时信息重构所述运载火箭由所述弹道重构起始点飞向所述新目标轨道的目标弹道；
将所述目标弹道依次划分为第一主动段、滑行段及第二主动段，所述运载火箭处于所述第一主动段及所述第二主动段时所述轨控小推力发动机处于开机状态，所述运载火箭处于所述滑行段时所述轨控小推力发动机处于关机状态；
获取设定的所述轨控小推力发动机在所述第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角；
迭代获取所述轨控小推力发动机在所述第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取所述轨控小推力发动机在所述滑行段的滑行时长；
将所述第一工作时长、所述第一工作攻角、所述工作侧滑角、所述第二工作时长及第二工作攻角装订至所述运载火箭。
优选的，所述确定新目标轨道，包括：
获取所述剩余燃料质量；
根据所述剩余燃料质量判断所述运载火箭是否可以到达原目标轨道；
若是，则将所述原目标轨道作为所述新目标轨道；否则，获取备用目标轨道并将所述备用目标轨道作为所述新目标轨道。
优选的，所述根据所述剩余燃料质量判断所述运载火箭是否可以到达原目标轨道，包括：
计算所述末助推主发动机发生故障后，所述运载火箭到达所述原目标轨道所需的第一冲量；
计算所述剩余燃料质量可以产生的第二冲量；
若所述第一冲量大于所述第二冲量，则判断所述运载火箭无法到达所述原目标轨道，否则判断所述运载火箭可以到达所述原目标轨道。
优选的，所述计算所述末助推主发动机发生故障后，所述运载火箭到达所述原目标轨道所需的第一冲量，包括：
I1＝F1*T1，I1为所述第一冲量，F1为所述末助推主发动机的推力，T1为所述末助推主发动机发生故障后需要所述末助推主主发动机剩余工作的时间。
优选的，所述计算所述剩余燃料质量可以产生的第二冲量，包括：
I2＝Is*m，I2为所述第二冲量，Is为轨控发动机比冲，m为所述剩余燃料质量。
优选的，所述迭代获取所述轨控小推力发动机在所述第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取所述轨控小推力发动机在所述滑行段的滑行时长，包括：
获取新目标轨道地心矢径、新目标轨道倾角、新目标轨道半长轴及新目标轨道入轨点当地弹道倾角；
根据火箭当前入轨点地心矢径与所述新目标轨道地心矢径的偏差修正所述第一工作攻角，根据火箭当前入轨点轨道倾角与所述新目标轨道倾角的偏差修正所述工作侧滑角，根据火箭当前入轨点轨道半长轴与所述新目标轨道半长轴的偏差修正所述第一工作时长，根据火箭当前入轨点当地弹道倾角与所述新目标轨道入轨点当地弹道倾角的偏差修正所述滑行时长。
优选的，所述第一工作攻角为50.606°，所述工作侧滑角为-2.220°，所述第一工作时长为911.765s，所述滑行时长为804.851s，所述第二工作时长为50s，所述第二工作攻角为-10°。
另一方面，本发明还提供如下技术方案：
一种基于小推力的运载火箭弹道重构系统，包括：
轨控小推力发动机控制模块，在所述运载火箭的末助推主发动机发生故障后，在弹道重构起始点开始通过所述运载火箭的轨控小推力发动机提供动力，以代替所述末助推主发动机提供的动力；
新目标轨道确定模块，用于确定新目标轨道；
弹道重构信息获取模块，用于获取所述运载火箭到达所述弹道重构起始点时的实时信息，所述实时信息包括时间、位置、速度及剩余燃料质量，根据所述实时信息重构所述运载火箭由所述弹道重构起始点飞向所述新目标轨道的目标弹道；
目标弹道划分模块，用于将所述目标弹道依次划分为第一主动段、滑行段及第二主动段，所述运载火箭处于所述第一主动段及所述第二主动段时所述轨控小推力发动机处于开机状态，所述运载火箭处于所述滑行段时所述轨控小推力发动机处于关机状态；
飞行参数获取模块，用于获取设定的所述轨控小推力发动机在所述第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角；
飞行参数计算模块，用于迭代获取所述轨控小推力发动机在所述第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取所述轨控小推力发动机在所述滑行段的滑行时长；
飞行参数装订模块，用于将所述第一工作时长、所述第一工作攻角、所述工作侧滑角、所述第二工作时长及第二工作攻角装订至所述运载火箭。
另一方面，本发明还提供如下技术方案：
一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述任一基于小推力的运载火箭弹道重构方法。
另一方面，本发明还提供如下技术方案：
一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质被执行时实现上述任一基于小推力的运载火箭弹道重构方法。
本发明提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中基于小推力的运载火箭弹道重构方法的流程图；
图2为本发明实施例中重构轨道的示意图；
图3为本发明实施例中重构弹道与原标准弹道高度对比曲线图；
图4为本发明实施例中重构弹道与原标准弹道速度对比曲线图；
图5为本发明实施例中基于小推力的运载火箭弹道重构系统的结构框图。
具体实施方式
本发明实施例通过提供一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统，解决了在运载火箭末助推主发动机发生故障时如何确保飞行任务成功的技术问题。
为了更好的理解本发明的技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对本发明的技术方案进行详细的说明。
首先说明，本文中出现的术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
如图1所示，本实施例的基于小推力的运载火箭弹道重构方法，包括：
步骤S1，在运载火箭的末助推主发动机发生故障后，在弹道重构起始点开始通过运载火箭的轨控小推力发动机提供动力，以代替末助推主发动机提供的动力；
步骤S2，确定新目标轨道；
步骤S3，获取运载火箭到达弹道重构起始点时的实时信息，实时信息包括时间、位置、速度及剩余燃料质量，根据实时信息重构运载火箭由弹道重构起始点飞向新目标轨道的目标弹道；
步骤S4，将目标弹道依次划分为第一主动段、滑行段及第二主动段，运载火箭处于第一主动段及第二主动段时轨控小推力发动机处于开机状态，运载火箭处于滑行段时轨控小推力发动机处于关机状态；
步骤S5，获取设定的轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角；
步骤S6，迭代获取轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取轨控小推力发动机在滑行段的滑行时长；
步骤S7，将第一工作时长、第一工作攻角、工作侧滑角、第二工作时长及第二工作攻角装订至运载火箭。
步骤S1中，弹道重构起始点为末助推主发动机发生故障后一定时间运载火箭到达的地点，图2中的椭圆转移轨道A为原标准弹道，椭圆转移轨道A上的远地点a点附近为弹道重构起始点。步骤S2中，新目标轨道为图2中的轨道B。步骤S3中，目标弹道为图2中轨道c+d+e，得到目标弹道后，若末助推主发动机发生故障，在弹道重构起始点开始控制运载火箭沿着目标弹道飞行，便可确保运载火箭进入新目标轨道。步骤S4中，第一主动段为轨道c，滑行段为轨道d，第二主动段为轨道e。
步骤S5中，第二工作时长及第二工作攻角为预设的固定值，本实施例的第二工作攻角为负攻角，负攻角通过控制调姿发动机工作来调整火箭姿态产生。
步骤S6具体包括：获取新目标轨道地心矢径、新目标轨道倾角、新目标轨道半长轴及新目标轨道入轨点当地弹道倾角；根据火箭当前入轨点地心矢径与新目标轨道地心矢径的偏差修正第一工作攻角，根据火箭当前入轨点轨道倾角与新目标轨道倾角的偏差修正工作侧滑角，根据火箭当前入轨点轨道半长轴与新目标轨道半长轴的偏差修正第一工作时长，根据火箭当前入轨点当地弹道倾角与新目标轨道入轨点当地弹道倾角的偏差修正滑行时长。
一般的，若末助推主发动机未发生故障，原标准弹道的四个迭代变量为程序转弯角、末助推主发动机两次开机间滑行时长、末助推主发动机第一次工作时长和射向，四个迭代变量的迭代过程分别为：根据火箭当前入轨点地心矢径与原目标轨道地心矢径的偏差修正程序转弯角、根据火箭当前入轨点轨道倾角与原目标轨道倾角的偏差修正射向、根据火箭当前入轨点轨道半长轴与原目标轨道半长轴的偏差修正末助推主发动机第一次工作时长、根据火箭当前入轨点当地弹道倾角与原目标轨道入轨点当地弹道倾角的偏差修正末助推主发动机两次开机间滑行时长，四个迭代变量的计算公式为：
FIG＝FIG+K1*(RE-BZRE0)；
aaa0＝aaa0+K2*(GDI-GDI0)；
MigTm1＝MigTm1+K3*(SGa-SGa0)；
MhxTm1＝MhxTm1+K4*(THEfg-THEfg0)；
其中，FIG为程序转弯角，RE为火箭当前入轨点地心矢径，BZRE0为原目标轨道地心矢径，aaa0为射向，GDI为火箭当前入轨点轨道倾角，GDI0为原目标轨道倾角，MigTm1为末助推主发动机第一次工作时长，SGa为火箭当前入轨点轨道半长轴，SGa0为原目标轨道半长轴，MhxTm1为末助推主发动机两次开机间滑行时长，THEfg为火箭当前入轨点当地弹道倾角，THEfg0为原目标轨道入轨点当地弹道倾角，K1、K2、K3、K4为修正系数。
在末助推主发动机发生故障后，需要将原标准弹道的四个迭代变量更换为轨控小推力发动机第一次工作时攻角、轨控小推力发动机第一次工作时侧滑角、轨控小推力发动机第一次工作时长、轨控小推力发动机两次开机间滑行时长。四个迭代变量的迭代过程分别为：根据火箭当前入轨点地心矢径与新目标轨道地心矢径的偏差修正轨控小推力发动机第一次工作时攻角、根据火箭当前入轨点轨道倾角与新目标轨道倾角的偏差修正轨控小推力发动机第一次工作时侧滑角、根据火箭当前入轨点轨道半长轴与新目标轨道半长轴的偏差修正轨控小推力发动机第一次工作时长、根据火箭当前入轨点当地弹道倾角与新目标轨道入轨点当地弹道倾角偏差修正轨控小推力发动机两次开机间滑行时长。若设轨控小推力发动机第一次工作时攻角为第一工作攻角，轨控小推力发动机第一次工作时侧滑角为工作侧滑角、轨控小推力发动机第一次工作时长为第一工作时长，轨控小推力发动机两次开机间滑行时长为滑行时长，则四个迭代变量的迭代计算的公式为：
ALP＝ALP+K11*(RE-BZRE1)；
BET＝BET+K22*(GDI-GDI1)；
MigTm2＝MigTm2+K33*(SGa-SGa1)；
MhxTm2＝MhxTm2+K44*(THEfg-THEfg1)；
其中，ALP为第一工作攻角，BZRE1为新目标轨道地心矢径，BET为工作侧滑角，GDI1为新目标轨道倾角，MigTm2为第一工作时长，SGa1为新目标轨道半长轴，MhxTm2为滑行时长，THEfg1为新目标轨道入轨点当地弹道倾角，K11、K22、K33、K44为修正系数。通过迭代计算直至上述四个偏差小于一定值后，可得到第一工作攻角、工作侧滑角、第一工作时长、滑行时长。其中，本实施例得到的第一工作攻角为正攻角，正攻角和工作侧滑角通过控制调姿发动机工作来调整火箭姿态产生。第一工作攻角、工作侧滑角、第一工作时长、滑行时长的迭代获取需基于第二工作时长及第二工作攻角。
步骤S7中，将各项参数装订至运载火箭后，在末助推主发动机发生故障后一定时间，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。装订的各项参数包括但不限于第一工作时长、第一工作攻角、工作侧滑角、第二工作时长及第二工作攻角，还包括其它需要用到的飞行参数。运载火箭后续按照目标弹道飞行时，通过轨控小推力发动机提供动力使运载火箭进行第一主动段的飞行，飞行时长为第一工作时长，第一主动段施加正攻角，在运载火箭由椭圆转移轨道A的远地点a点运动至近地点的过程中，强行抬高运载火箭的飞行高度，使运载火箭进入一个完全不同的椭圆转移轨道；在运载火箭完成第个主动段的飞行后，控制轨控小推力发动机关机，运载火箭进行滑行段的飞行，滑行段的飞行时长为滑行时长，使运载火箭滑行至指定的轨道高度；在运载火箭完成滑行段的飞行后，通过轨控小推力发动机提供动力使运载火箭进行第二主动段的飞行，第二主动段的飞行时长为第二工作时长，第二主动段施加负攻角，第二主动段的飞行时长和负攻角固定不变，可根据经验确定，第二主动段结束后可使运载火箭进入新目标轨道。
这样，本实施例在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
本实施例中，末助推主发动机发生故障后，可能运载火箭的剩余燃料所能提供的速度增量足够运载火箭到达原目标轨道，此时不必改变原目标轨道，可以通过轨控小推力发动机提供动力使运载火箭进入原目标轨道；可能运载火箭的剩余燃料所能提供的速度增量无法使运载火箭到达原目标轨道，此时需要改变原目标轨道，通过轨控小推力发动机提供动力使运载火箭进入备用目标轨道。为此，本实施例中，步骤S2包括：
获取剩余燃料质量；
根据剩余燃料质量判断运载火箭是否可以到达原目标轨道；
若是，则将原目标轨道作为新目标轨道；否则，获取备用目标轨道并将备用目标轨道作为新目标轨道。
容易想到，若将原目标轨道作为新目标轨道，则BZRE0＝BZRE1、GDI0＝GDI1、SGa0＝SGa1、THEfg0＝THEfg1；若将备用目标轨道作为新目标轨道，则BZRE0与BZRE1、GDI0与GDI1、SGa0与SGa1、THEfg0与THEfg1均应当不同。
具体的，根据剩余燃料质量判断运载火箭是否可以到达原目标轨道，包括：
计算末助推主发动机发生故障后，运载火箭到达原目标轨道所需的第一冲量；
计算剩余燃料质量可以产生的第二冲量；
若第一冲量大于第二冲量，则判断运载火箭无法到达原目标轨道，否则判断运载火箭可以到达原目标轨道。
其中，计算末助推主发动机发生故障后，运载火箭到达原目标轨道所需的第一冲量，包括：I1＝F1*T1，I1为第一冲量，F1为末助推主发动机的推力，T1为末助推主发动机发生故障后需要末助推主主发动机剩余工作的时间。计算剩余燃料质量可以产生的第二冲量，包括：I2＝Is*m，I2为第二冲量，Is为轨控发动机比冲，m为剩余燃料质量。
本实施例的一次实验中，F1为2054N，T1为50s，Is为2740N·s/kg，m为45kg，则I1＝F1*T1＝2054*50＝102700N·s，I2＝Is*m＝2740*45＝123300N·s，I1小于I2，说明剩余燃料所能提供的速度增量能够使运载火箭到达原目标轨道，则将原目标轨道作为新目标轨道。迭代计算得到的第一工作攻角为50.606°、工作侧滑角为-2.220°、第一工作时长为911.765s、滑行时长为804.851s，设定的第二工作时长为50s、第二工作攻角为-10°，重构的弹道如图3和图4所示。
如图5所示，本实施例还提供一种基于小推力的运载火箭弹道重构系统，包括：
轨控小推力发动机控制模块，在运载火箭的末助推主发动机发生故障后，在弹道重构起始点开始通过运载火箭的轨控小推力发动机提供动力，以代替末助推主发动机提供的动力；
新目标轨道确定模块，用于确定新目标轨道；
弹道重构信息获取模块，用于获取运载火箭到达弹道重构起始点时的实时信息，实时信息包括时间、位置、速度及剩余燃料质量，根据实时信息重构运载火箭由弹道重构起始点飞向新目标轨道的目标弹道；
目标弹道划分模块，用于将目标弹道依次划分为第一主动段、滑行段及第二主动段，运载火箭处于第一主动段及第二主动段时轨控小推力发动机处于开机状态，运载火箭处于滑行段时轨控小推力发动机处于关机状态；
飞行参数获取模块，用于获取设定的轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角；
飞行参数计算模块，用于迭代获取轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取轨控小推力发动机在滑行段的滑行时长；
飞行参数装订模块，用于将第一工作时长、第一工作攻角、工作侧滑角、第二工作时长及第二工作攻角装订至运载火箭。
本实施例在末助推主发动机发生故障一定时间后使用轨控小推力发动机开机两次提供动力，重构目标弹道并得到轨控小推力发动机在第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，得到轨控小推力发动机两次开机间的滑行段滑行时长，设定轨控小推力发动机在第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角，然后将各项参数进行装订，可保证运载火箭后续按照目标弹道飞行，使运载火箭进入新目标轨道，确保飞行任务成功。
基于与前文所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法同样的发明构思，本实施例还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现前文所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法的任一方法的步骤。
其中，总线架构(用总线来代表)，总线可以包括任意数量的互联的总线和桥，总线将包括由处理器代表的一个或多个处理器和存储器代表的存储器的各种电路链接在一起。总线还可以将诸如外围设备、稳压器和功率管理电路等之类的各种其他电路链接在一起，这些都是本领域所公知的，因此，本文不再对其进行进一步描述。总线接口在总线和接收器和发送器之间提供接口。接收器和发送器可以是同一个元件，即收发机，提供用于在传输介质上与各种其他装置通信的单元。处理器负责管理总线和通常的处理，而存储器可以被用于存储处理器在执行操作时所使用的数据。
由于本实施例所介绍的电子设备为实施本发明实施例中基于小推力的运载火箭弹道重构方法所采用的电子设备，故而基于本发明实施例中所介绍的基于小推力的运载火箭弹道重构方法，本领域所属技术人员能够了解本实施例的电子设备的具体实施方式以及其各种变化形式，所以在此对于该电子设备如何实现本发明实施例中的方法不再详细介绍。只要本领域所属技术人员实施本发明实施例中基于小推力的运载火箭弹道重构方法所采用的电子设备，都属于本发明所欲保护的范围。
基于与上述基于小推力的运载火箭弹道重构方法同样的发明构思，本发明还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质被执行时实现上述任一基于小推力的运载火箭弹道重构方法。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (9)

1.一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法，其特征在于，包括：
在所述运载火箭的末助推主发动机发生故障后，在弹道重构起始点开始通过所述运载火箭的轨控小推力发动机提供动力，以代替所述末助推主发动机提供的动力；
确定新目标轨道；
获取所述运载火箭到达所述弹道重构起始点时的实时信息，所述实时信息包括时间、位置、速度及剩余燃料质量，根据所述实时信息重构所述运载火箭由所述弹道重构起始点飞向所述新目标轨道的目标弹道；
将所述目标弹道依次划分为第一主动段、滑行段及第二主动段，所述运载火箭处于所述第一主动段及所述第二主动段时所述轨控小推力发动机处于开机状态，所述运载火箭处于所述滑行段时所述轨控小推力发动机处于关机状态；
获取设定的所述轨控小推力发动机在所述第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角；
迭代获取所述轨控小推力发动机在所述第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取所述轨控小推力发动机在所述滑行段的滑行时长；所述迭代获取所述轨控小推力发动机在所述第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取所述轨控小推力发动机在所述滑行段的滑行时长，包括：获取新目标轨道地心矢径、新目标轨道倾角、新目标轨道半长轴及新目标轨道入轨点当地弹道倾角；根据火箭当前入轨点地心矢径与所述新目标轨道地心矢径的偏差修正所述第一工作攻角，根据火箭当前入轨点轨道倾角与所述新目标轨道倾角的偏差修正所述工作侧滑角，根据火箭当前入轨点轨道半长轴与所述新目标轨道半长轴的偏差修正所述第一工作时长，根据火箭当前入轨点当地弹道倾角与所述新目标轨道入轨点当地弹道倾角的偏差修正所述滑行时长；
将所述第一工作时长、所述第一工作攻角、所述工作侧滑角、所述第二工作时长及第二工作攻角装订至所述运载火箭。
2.如权利要求1所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法，其特征在于，所述确定新目标轨道，包括：
获取所述剩余燃料质量；
根据所述剩余燃料质量判断所述运载火箭是否可以到达原目标轨道；
若是，则将所述原目标轨道作为所述新目标轨道；否则，获取备用目标轨道并将所述备用目标轨道作为所述新目标轨道。
3.如权利要求2所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法，其特征在于，所述根据所述剩余燃料质量判断所述运载火箭是否可以到达原目标轨道，包括：
计算所述末助推主发动机发生故障后，所述运载火箭到达所述原目标轨道所需的第一冲量；
计算所述剩余燃料质量可以产生的第二冲量；
若所述第一冲量大于所述第二冲量，则判断所述运载火箭无法到达所述原目标轨道，否则判断所述运载火箭可以到达所述原目标轨道。
4.如权利要求3所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法，其特征在于，所述计算所述末助推主发动机发生故障后，所述运载火箭到达所述原目标轨道所需的第一冲量，包括：
I1＝F1*T1，I1为所述第一冲量，F1为所述末助推主发动机的推力，T1为所述末助推主发动机发生故障后需要所述末助推主主发动机剩余工作的时间。
5.如权利要求3所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法，其特征在于，所述计算所述剩余燃料质量可以产生的第二冲量，包括：
I2＝Is*m，I2为所述第二冲量，Is为轨控发动机比冲，m为所述剩余燃料质量。
6.如权利要求1所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法，其特征在于，所述第一工作攻角为50.606°，所述工作侧滑角为-2.220°，所述第一工作时长为911.765s，所述滑行时长为804.851s，所述第二工作时长为50s，所述第二工作攻角为-10°。
7.一种基于小推力的运载火箭弹道重构系统，其特征在于，包括：
轨控小推力发动机控制模块，在所述运载火箭的末助推主发动机发生故障后，在弹道重构起始点开始通过所述运载火箭的轨控小推力发动机提供动力，以代替所述末助推主发动机提供的动力；
新目标轨道确定模块，用于确定新目标轨道；
弹道重构信息获取模块，用于获取所述运载火箭到达所述弹道重构起始点时的实时信息，所述实时信息包括时间、位置、速度及剩余燃料质量，根据所述实时信息重构所述运载火箭由所述弹道重构起始点飞向所述新目标轨道的目标弹道；
目标弹道划分模块，用于将所述目标弹道依次划分为第一主动段、滑行段及第二主动段，所述运载火箭处于所述第一主动段及所述第二主动段时所述轨控小推力发动机处于开机状态，所述运载火箭处于所述滑行段时所述轨控小推力发动机处于关机状态；
飞行参数获取模块，用于获取设定的所述轨控小推力发动机在所述第二主动段的第二工作时长及第二工作攻角；
飞行参数计算模块，用于迭代获取所述轨控小推力发动机在所述第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取所述轨控小推力发动机在所述滑行段的滑行时长；所述飞行参数计算模块迭代获取所述轨控小推力发动机在所述第一主动段的第一工作时长、第一工作攻角及工作侧滑角，迭代获取所述轨控小推力发动机在所述滑行段的滑行时长，包括：获取新目标轨道地心矢径、新目标轨道倾角、新目标轨道半长轴及新目标轨道入轨点当地弹道倾角；根据火箭当前入轨点地心矢径与所述新目标轨道地心矢径的偏差修正所述第一工作攻角，根据火箭当前入轨点轨道倾角与所述新目标轨道倾角的偏差修正所述工作侧滑角，根据火箭当前入轨点轨道半长轴与所述新目标轨道半长轴的偏差修正所述第一工作时长，根据火箭当前入轨点当地弹道倾角与所述新目标轨道入轨点当地弹道倾角的偏差修正所述滑行时长；
飞行参数装订模块，用于将所述第一工作时长、所述第一工作攻角、所述工作侧滑角、所述第二工作时长及第二工作攻角装订至所述运载火箭。
8.一种电子设备，其特征在于，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1-6中任一项权利要求所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质被执行时实现权利要求1-6中任一项权利要求所述的基于小推力的运载火箭弹道重构方法。
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