CN114413691B - 一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法 - Google Patents

一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法 Download PDF

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Abstract

本申请提供一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，该方法估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本申请提供的方法先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。

Description

一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法
技术领域
本申请涉及运载火箭控制技术领域，尤其涉及一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法。
背景技术
运载火箭在从发射台上点火起飞直到将航天器送人预定轨道的过程中，分为主动段和滑行段。
主动段为火箭发动机工作期间飞行的轨道段，滑行段为发动机关机后不产生推力的轨道段，即惯性飞行段。
针对存在滑行段的运载火箭飞行任务剖面，解决运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援问题成为亟待解决的问题。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请提供了一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法。
本申请第一个方面，提供了一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，所述方法包括：
估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；
根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；
通过解析闭环制导进入所述滑行轨道；
在所述滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。
可选地，所述滑行轨道的轨道倾角与所述目标轨道的轨道倾角相同；
所述滑行轨道的升交点经度与所述目标轨道的升交点经度相同。
可选地，ΔVB＝VB-VTB；
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度。
可选地，
其中，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量。
可选地，
其中，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量。
可选地，
其中，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，dm为故障后秒流量。
可选地，第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角ψ均为线性变化。
可选地，估计第一主动段终端状态，包括：
确定状态方程；
基于所述状态方程，根据程序角变化规律进行数值积分，得到第一主动段终端状态[Pf1,Vf1,mf1]T；
其中，Pf1为第一主动段终端位置矢量，Vf1为第一主动段终端速度矢量，mf1为第一主动段终端质量，[ ]T为转置运算。
可选地，所述状态方程为：
T＝Ispdm；
其中，·为求一阶导数运算符，P为位置矢量，V为速度矢量，T为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，Isp为发动机比冲。
可选地，所述发射惯性坐标系中，原点O在发射点，OX轴在水平面内指向发射方向，OY轴垂直发射点当地水平面指向天，OZ轴满足右手定则。
可选地，所述根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，包括：
将第一主动段终端状态作为运动方程；
根据ΔVB、tk、tgo1确定约束条件；
对满足所述约束条件的运动方程进行求解，确定滑行轨道。
可选地，约束条件：
ΔVB＝VB-VTB；
haf+Re＝rB,af＝aT；
if＝iref,Ωf＝Ωref；
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量，aT为滑行轨道半长轴，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，m0为故障时刻的质量，af为终端时刻的滑行轨道半长轴，haf为终端时刻的滑行轨道远地点高度，Re为地球半径，if为终端时刻的滑行轨道倾角，Ωf为终端时刻的滑行轨道升交点经度，iref为目标轨道的轨道倾角，Ωref为目标轨道的升交点经度，/>为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角，/>为故障后期望俯仰程序角，ψ0为故障后期望偏航程序角，/>为俯仰程序角的线性变化规律，/>为偏航程序角的线性变化规律，t为任一时刻。
可选地，所述通过解析闭环制导进入所述滑行轨道，包括：
基于所述滑行轨道，确定满足约束条件的第一主动段终端速度和位置/>
基于和/>利用转换函数Funorbit( )获得满足约束条件的滑行轨道根数其中，/>为滑行轨道半长轴，/>为滑行轨道偏心率，/>为滑行轨道倾角，/>为滑行轨道升交点经度，/>为滑行轨道近地点幅角；
基于滑行轨道根数，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令；
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入所述滑行轨道。
可选地，所述在所述滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，包括：
当运载火箭滑行至远地点时，控制所述运载火箭重新启动发动机；
以目标轨道为目标，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令；
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入目标轨道。
可选地，在进入目标轨道过程中，若所述运载火箭燃料耗尽，则不再执行采用半长轴关机的方式进入目标轨道的步骤，采用耗尽关机方式在发动机关机后，实时有效载荷分离。
本申请第二个方面，提供了一种电子设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上述第一个方面所述的方法。
本申请第三个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如上述第一个方面所述的方法。
本申请提供一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，该方法估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本申请提供的方法先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例提供的一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法的流程示意图；
图2为本申请实施例提供的另一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法的流程示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在实现本申请的过程中，发明人发现，针对存在滑行段的运载火箭飞行任务剖面，解决运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援问题成为亟待解决的问题。
针对上述问题，本申请实施例中提供了一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，该方法估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本申请提供的方法先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。
参见图1，本实施例提供的运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法实现流程如下：
101，估计第二主动段变轨速度增量、第二主动段飞行时间、第一主动段剩余飞行时间、第一主动段终端状态。
其中，第二主动段变轨速度增量用ΔVB表示、第二主动段飞行时间用tk表示、第一主动段剩余飞行时间用tgo1表示。
另外，滑行轨道的轨道倾角与目标轨道的轨道倾角相同。
滑行轨道的升交点经度与目标轨道的升交点经度相同。
也就是说，本实施例的运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法假设新的滑行轨道在目标轨道面内，即滑行段轨道倾角和升交点经度与目标轨道相等。
本步骤会估计第二主动段变轨速度增量，估计第二主动段飞行时间，估计第一主动段剩余飞行时间，估计第一主动段终端状态。
1、第二主动段变轨速度增量ΔVB
考虑火箭的入轨点通常为目标轨道的近地点。
若定义目标轨道(即原目标轨道)近地点速度为VB，滑行轨道的远心距为rB、近心距为rA，两者比值为滑行轨道半长轴aT可表示为：
则滑行轨道远地点的速度VTB为：
因此，火箭在滑行段远地点实施第二主动段变轨的速度增量ΔVB可表示为：
ΔVB＝VB-VTB。
也就是说，本步骤中ΔVB＝VB-VTB。其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度。
其中，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量。
2、第二主动段飞行时间tk
在远地点变轨时由于飞行高度已经满足入轨要求，只需将发动机推力产生的加速度全部用于提升火箭的飞行速度，则采用发动机推力实现该速度增量可表示为：
其中ms为结构质量，mload为有效载荷质量，T和dm分别为故障后发动机推力和秒流量，Isp为发动机比冲，tk为第二主动段的工作时间，推导后可得：
其中，
3、第一主动段剩余飞行时间tgo1
若定义故障时刻火箭质量为m0，则第一主动段剩余飞行时间tgo1可表示为：
其中，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，dm为故障后秒流量。
4、第一主动段终端状态
具体的，假设第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角ψ均为线性变化。
即
其中和ψ0为故障后期望程序角，/>和/>表示相应的线性变化律。
则本步骤会：
1)确定状态方程。
若定义故障时刻位置矢量为P0，速度矢量为V0，以故障时刻状态[P0,V0,m0]T为初始状态，u表示推力方向，μ为地球引力常系数，在发射惯性坐标系下描述火箭质心运动状态方程，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系(简称：发惯系)下的分量，状态方程如下：
T＝Ispdm。
其中，为求一阶导数运算符，P为位置矢量，V为速度矢量，T为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系(简称：发惯系)下的分量，dm为故障后秒流量，Isp为发动机比冲。
发射惯性坐标系(简称：发惯系)中，原点O在发射点，OX轴在水平面内指向发射方向，OY轴垂直发射点当地水平面指向天，OZ轴满足右手定则。
2)基于状态方程，根据程序角变化规律进行数值积分，得到第一主动段终端状态[Pf1,Vf1,mf1]T。
其中，Pf1为第一主动段终端位置矢量，Vf1为第一主动段终端速度矢量，mf1为第一主动段终端质量，[ ]T为转置运算。
本步骤会根据程序角变化规律进行数值积分(欧拉积分、高斯积分等)，可得到第一主动段终端状态[Pf1,Vf1,mf1]T，其中Pf1，Vf1分别表示终端位置矢量和终端速度矢量。
102，根据第二主动段变轨速度增量、第二主动段飞行时间、第一主动段剩余飞行时间、第一主动段终端状态确定滑行轨道。
本步骤确定的滑行轨道是新的滑行轨道。
1、将第一主动段终端状态作为运动方程。
2、根据ΔVB、tk、tgo1确定约束条件。
其中，约束条件：
ΔVB＝VB-VTB。
haf+Re＝rB,af＝aT。
if＝iref,Ωf＝Ωref。
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量，aT为滑行轨道半长轴，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，m0为故障时刻的质量，af为终端时刻的滑行轨道半长轴，haf为终端时刻的滑行轨道远地点高度，Re为地球半径，if为终端时刻的滑行轨道倾角，Ωf为终端时刻的滑行轨道升交点经度，iref为目标轨道的轨道倾角，Ωref为目标轨道的升交点经度，/>为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角，/>为故障后期望俯仰程序角，ψ0为故障后期望偏航程序角，/>为俯仰程序角的线性变化规律，/>为偏航程序角的线性变化规律，t为任一时刻。
3、对满足约束条件的运动方程进行求解，确定滑行轨道。
根据轨道运动关系，tgo1时刻对应的滑行轨道远心距等于rB，同时终端高度速度幅值Vf1与地心距rf1应满足半长轴计算公式，即[af，ef,if,Ωf,wf]T＝Funorbit(Pf1,Vf1)，haf＝af(1+ef)＝rB-Re,af＝aT。
其中，af为终端时刻的滑行轨道半长轴，haf为终端时刻的滑行轨道远地点高度，Re为地球半径，if为终端时刻的滑行轨道倾角，Ωf为终端时刻的滑行轨道升交点经度，iref为目标轨道的轨道倾角，ef为终端时刻的滑行轨道偏心率、wf为终端时刻的滑行轨道近地点幅角，Funorbit( )表示发射惯性坐标系速度、位置与五个轨道根数之间的转换函数，rB为滑行轨道的远心距，aT为滑行轨道半长轴。
根据上述步骤可知，全部变量均为nT的函数，令待求控制变量为采用数值方法(如牛顿迭代法、共轭梯度法等)迭代求解满足上述约束条件的可行解(即得到满足全部约束条件的第一主动段终端速度/>和位置/>)。
求解问题如下：
运动方程：
T＝Ispdm。
约束条件：
haf+Re＝rB,af＝aT，
if＝iref,Ωf＝Ωref，
103，通过解析闭环制导进入滑行轨道。
通过上述过程可得到满足全部约束条件的第一主动段终端速度和位置/>利用转换函数Funorbit( )可获得新的滑行轨道根数/>然后利用解析闭环制导方法(迭代制导、动力显示制导等)在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入新的滑行轨道。
具体的，
1、基于滑行轨道，确定第一主动段终端速度和位置/>
2、基于和/>利用转换函数Funorbit( )获得滑行轨道根数
其中，为滑行轨道半长轴，/>为滑行轨道偏心率，/>为滑行轨道倾角，/>为滑行轨道升交点经度，/>为滑行轨道近地点幅角。
3、基于滑行轨道根数，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令。
4、基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入滑行轨道。
104，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。
当火箭滑行至远地点时重新启动发动机，以目标轨道为目标，利用解析闭环制导方法(迭代制导、动力显示制导等)在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令。若剩余燃料充足，则采用半长轴关机的方式进入目标轨道(即原目标轨道)；若燃料提前耗尽，则采用耗尽关机方式。在发动机关机后，实时有效载荷分离。
具体的，
1、当运载火箭滑行至远地点时，控制运载火箭重新启动发动机。
2、以目标轨道为目标，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令。
3、基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入目标轨道。
需要说明的是，在进入目标轨道过程中，若运载火箭燃料耗尽，则不再执行基于火箭制导程序角指令的步骤，而是执行采用半长轴关机的方式，进入目标轨道的步骤，采用耗尽关机方式在发动机关机后，实时有效载荷分离的步骤。
本实施例针对存在滑行段的运载火箭飞行任务剖面，解决运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援问题。提出了一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，，结合火箭变轨过程的运动特点，尽可能利用可调整的控制变量，故障后迅速确定新的目标滑行轨道，并自适应调整第二主动段启动时间，结合解析闭环制导方法，实现对有效载荷的自主在线救援。
本实施例的方法，首先假设新的滑行轨道在目标轨道面内，即滑行段轨道倾角和升交点经度与目标轨道相等。通过估计第二主动段变轨速度增量、第二主动段飞行时间、第一主动段剩余飞行时间、第一主动段终端状态，构建滑行轨道求解问题，数值迭代求解一条可行的滑行轨道。然后在二级一次采用解析闭环制导进入该轨道，在滑行至远地点附近时重新点火进入二级二次飞行段，利用解析闭环制导飞向目标轨道(即原目标轨道)，若飞行过程中半长轴达到目标轨道(即原目标轨道)则关机，若燃料提前耗尽则耗尽关机。
如图2所示，估计第二主动段变轨速度增量，估计第二主动段飞行时间，估计第一主动段剩余飞行时间，估计第一主动段终端状态后，构建滑行轨道求解问题，对该文件进行数值迭代求解，得到滑行轨道(即新的滑行轨道)。利用解析闭环制导进入新的滑行轨道(即新的滑行轨道)，在滑行轨道(即新的滑行轨道)远地点变轨飞向目标轨道(即原目标轨道)。
本实施例提供的一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，是一种针对跨滑行段运载火箭飞行任务剖面，提出了基于解析闭环制导和滑行段快速重构方法的运载火箭跨滑行段解析制导重构方法，进一步提升了火箭对推力下降的适应能力。
本实施例提供的一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，根据轨道转移理论，将跨滑行段飞行过程中关键状态变量转化为滑行轨道远心距与近心距比值的函数，并结合工程经验定义近似最优的程序角变化规律，形成推力下降故障下的滑行轨道估计问题，实现了滑行规划快速重规划。
本实施例提供的一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，推导了滑行轨道重规划方法，将复杂的多飞行段飞行任务重规划问题转化为仅需要求解滑行轨道可行解的，极大降低了数值规划算法的求解难度，提升了求解的可靠性和收敛性。
本实施例提供一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本实施例提供的方法先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。
基于运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法的同一发明构思，本实施例提供一种电子设备，该电子设备包括：存储器，处理器，以及计算机程序。
其中，计算机程序存储在存储器中，并被配置为由处理器执行以实现上述图1所示的运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法。
具体的，
估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态。
根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道。
通过解析闭环制导进入滑行轨道。
在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。
可选地，滑行轨道的轨道倾角与目标轨道的轨道倾角相同。
滑行轨道的升交点经度与目标轨道的升交点经度相同。
可选地，ΔVB＝VB-VTB。
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度。
可选地，
其中，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量。
可选地，
其中，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量。
可选地，
其中，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，dm为故障后秒流量。
可选地，第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角ψ均为线性变化。
可选地，估计第一主动段终端状态，包括：
确定状态方程。
基于状态方程，根据程序角变化规律进行数值积分，得到第一主动段终端状态[Pf1,Vf1,mf1]T。
其中，Pf1为第一主动段终端位置矢量，Vf1为第一主动段终端速度矢量，mf1为第一主动段终端质量，[ ]T为转置运算。
可选地，状态方程为：
T＝Ispdm。
其中，为求一阶导数运算符，P为位置矢量，V为速度矢量，T为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，Isp为发动机比冲。
可选地，惯性坐标系中，原点O在发射点，OX轴在水平面内指向发射方向，OY轴垂直发射点当地水平面指向天，OZ轴满足右手定则。
可选地，根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，包括：
将第一主动段终端状态作为运动方程。
根据ΔVB、tk、tgo1确定约束条件。
对满足约束条件的运动方程进行求解，确定滑行轨道。
可选地，约束条件：
ΔVB＝VB-VTB。
/>
haf+Re＝rB,af＝aT。
if＝iref,Ωf＝Ωref。
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量，aT为滑行轨道半长轴，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，m0为故障时刻的质量，af为终端时刻的滑行轨道半长轴，haf为终端时刻的滑行轨道远地点高度，Re为地球半径，if为终端时刻的滑行轨道倾角，Ωf为终端时刻的滑行轨道升交点经度，iref为目标轨道的轨道倾角，Ωref为目标轨道的升交点经度，/>为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角，/>为故障后期望俯仰程序角，ψ0为故障后期望偏航程序角，/>为俯仰程序角的线性变化规律，/>为偏航程序角的线性变化规律，t为任一时刻。
可选地，通过解析闭环制导进入滑行轨道，包括：
基于滑行轨道，确定满足约束条件的第一主动段终端速度和位置/>
基于和/>利用转换函数Funorbit( )获得满足约束条件的滑行轨道根数其中，/>为滑行轨道半长轴，/>为滑行轨道偏心率，/>为滑行轨道倾角，/>为滑行轨道升交点经度，/>为滑行轨道近地点幅角。
基于滑行轨道根数，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令。
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入滑行轨道。
可选地，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，包括：
当运载火箭滑行至远地点时，控制运载火箭重新启动发动机。
以目标轨道为目标，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令。
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入目标轨道。
可选地，在进入目标轨道过程中，若运载火箭燃料耗尽，则不再执行采用半长轴关机的方式进入目标轨道的步骤，采用耗尽关机方式在发动机关机后，实时有效载荷分离。
本实施例提供的电子设备，其上计算机程序被处理器执行以估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本实施例提供的电子设备先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。
基于运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法的同一发明构思，本实施例提供一种计算机可其上存储有计算机程序。计算机程序被处理器执行以实现上述图1所示的运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法。
具体的，
估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态。
根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道。
通过解析闭环制导进入滑行轨道。
在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。
可选地，滑行轨道的轨道倾角与目标轨道的轨道倾角相同。
滑行轨道的升交点经度与目标轨道的升交点经度相同。
可选地，ΔVB＝VB-VTB。
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度。
可选地，
其中，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量。
可选地，
其中，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量。
可选地，
其中，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，dm为故障后秒流量。
可选地，第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角ψ均为线性变化。
可选地，估计第一主动段终端状态，包括：
确定状态方程。
基于状态方程，根据程序角变化规律进行数值积分，得到第一主动段终端状态[Pf1,Vf1,mf1]T。
其中，Pf1为第一主动段终端位置矢量，Vf1为第一主动段终端速度矢量，mf1为第一主动段终端质量，[ ]T为转置运算。
可选地，状态方程为：
T＝Ispdm。
其中，·为求一阶导数运算符，P为位置矢量，V为速度矢量，T为故障后发动机推力，m为质量，u为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，r为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，Isp为发动机比冲。
可选地，惯性坐标系中，原点O在发射点，OX轴在水平面内指向发射方向，OY轴垂直发射点当地水平面指向天，OZ轴满足右手定则。
可选地，根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，包括：
将第一主动段终端状态作为运动方程。
根据ΔVB、tk、tgo1确定约束条件。
对满足约束条件的运动方程进行求解，确定滑行轨道。
可选地，约束条件：
ΔVB＝VB-VTB。
haf+Re＝rB,af＝aT。
if＝iref,Ωf＝Ωref。
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量，aT为滑行轨道半长轴，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，m0为故障时刻的质量，af为终端时刻的滑行轨道半长轴，haf为终端时刻的滑行轨道远地点高度，Re为地球半径，if为终端时刻的滑行轨道倾角，Ωf为终端时刻的滑行轨道升交点经度，iref为目标轨道的轨道倾角，Ωref为目标轨道的升交点经度，/>为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角，/>为故障后期望俯仰程序角，ψ0为故障后期望偏航程序角，/>为俯仰程序角的线性变化规律，/>为偏航程序角的线性变化规律，t为任一时刻。
可选地，通过解析闭环制导进入滑行轨道，包括：
基于滑行轨道，确定满足约束条件的第一主动段终端速度和位置/>/>
基于和/>利用转换函数Funorbit( )获得满足约束条件的滑行轨道根数其中，/>为滑行轨道半长轴，/>为滑行轨道偏心率，/>为滑行轨道倾角，/>为滑行轨道升交点经度，/>为滑行轨道近地点幅角。
基于滑行轨道根数，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令。
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入滑行轨道。
可选地，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，包括：
当运载火箭滑行至远地点时，控制运载火箭重新启动发动机。
以目标轨道为目标，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令。
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入目标轨道。
可选地，在进入目标轨道过程中，若运载火箭燃料耗尽，则不再执行采用半长轴关机的方式进入目标轨道的步骤，采用耗尽关机方式在发动机关机后，实时有效载荷分离。
本实施例提供的计算机可读存储介质，其上的计算机程序被处理器执行以估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；通过解析闭环制导进入滑行轨道；在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道。本实施例提供的计算机可读存储介质先通过第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，再通过解析闭环制导进入滑行轨道，在滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，实现了运载火箭入轨级第一主动段出现推力下降故障情况下的自主救援。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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。本申请实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，面向对象的程序设计语言Java和直译式脚本语言JavaScript等。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、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。
尽管已描述了本申请的优选实施例，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申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (4)

1.一种运载火箭推力下降故障的跨滑行段解析制导重构方法，其特征在于，所述方法包括：
估计第二主动段变轨速度增量ΔVB、第二主动段飞行时间tk、第一主动段剩余飞行时间tgo1、第一主动段终端状态；
根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道；
通过解析闭环制导进入所述滑行轨道；
在所述滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道；
所述滑行轨道的轨道倾角与所述目标轨道的轨道倾角相同；
所述滑行轨道的升交点经度与所述目标轨道的升交点经度相同；
ΔVB＝VB-VTB；
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度；
其中，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量；
其中，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量；
其中，m0为故障时刻的质量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，dm为故障后秒流量；
第一主动段的俯仰程序角和偏航程序角ψ均为线性变化；
估计第一主动段终端状态，包括：
确定状态方程；
基于所述状态方程，根据程序角变化规律进行数值积分，得到第一主动段终端状态
其中，为第一主动段终端位置矢量，/>为第一主动段终端速度矢量，mf1为第一主动段终端质量，[ ]T为转置运算；
所述状态方程为：
T＝Ispdm；
其中，·为求一阶导数运算符，为位置矢量，/>为速度矢量，T为故障后发动机推力，m为质量，/>为推力方向，μ为地球引力常系数，r为火箭质心到地心的距离，/>为地心距在发射惯性坐标系下的分量，dm为故障后秒流量，Isp为发动机比冲；
所述发射惯性坐标系中，原点O在发射点，OX轴在水平面内指向发射方向，OY轴垂直发射点当地水平面指向天，OZ轴满足右手定则；
所述根据ΔVB、tk、tgo1、第一主动段终端状态确定滑行轨道，包括：
将第一主动段终端状态作为运动方程；
根据ΔVB、tk、tgo1确定约束条件；
对满足所述约束条件的运动方程进行求解，确定滑行轨道；
约束条件：
ΔVB＝VB-VTB；
haf+Re＝rB,af＝aT；
if＝iref,Ωf＝Ωref；
其中，VB为目标轨道近地点速度，VTB为滑行轨道远地点速度，μ为地球引力常系数，rB为滑行轨道的远心距，nT为待求解变量，aT为滑行轨道半长轴，Isp为发动机比冲，dm为故障后秒流量，ms为结构质量，mload为有效载荷质量，m0为故障时刻的质量，af为终端时刻的滑行轨道半长轴，haf为终端时刻的滑行轨道远地点高度，Re为地球半径，if为终端时刻的滑行轨道倾角，Ωf为终端时刻的滑行轨道升交点经度，iref为目标轨道的轨道倾角，Ωref为目标轨道的升交点经度，/>为第一主动段的俯仰程序角，ψ为第一主动段的偏航程序角，/>为故障后期望俯仰程序角，ψ0为故障后期望偏航程序角，/>为俯仰程序角的线性变化规律，/>为偏航程序角的线性变化规律，t为任一时刻；
所述通过解析闭环制导进入所述滑行轨道，包括：
基于所述滑行轨道，确定满足约束条件的第一主动段终端速度和位置/>
基于和/>利用转换函数Funorbit()获得满足约束条件的滑行轨道根数其中，/>为滑行轨道半长轴，/>为滑行轨道偏心率，/>为滑行轨道倾角，/>为滑行轨道升交点经度，/>为滑行轨道近地点幅角；
基于滑行轨道根数，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令；
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入所述滑行轨道；
所述在所述滑行轨道的远地点进行变轨，利用解析闭环制导飞向目标轨道，包括：
当运载火箭滑行至远地点时，控制所述运载火箭重新启动发动机；
以目标轨道为目标，利用解析闭环制导方法在每个控制周期中计算火箭制导程序角指令；
基于火箭制导程序角指令，采用半长轴关机的方式，进入目标轨道。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在进入目标轨道过程中，若所述运载火箭的燃料耗尽，则不再执行采用半长轴关机的方式进入目标轨道的步骤，采用耗尽关机方式在发动机关机后，实时有效载荷分离。
3.一种电子设备，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-2任一项所述的方法。
4.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-2任一项所述的方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115268276B (zh) * 2022-09-26 2023-02-03 北京航天自动控制研究所 一种基于梯度下降的制导参数在线修正方法及系统
CN115309059B (zh) * 2022-10-10 2023-02-03 北京航天自动控制研究所 一种考虑引力补偿的直接制导方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013107585A (ja) * 2011-11-24 2013-06-06 Mitsubishi Space Software Kk 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム
CN109491246A (zh) * 2018-11-19 2019-03-19 北京航天自动控制研究所 一种基于数值优化算法的自适应救援轨迹规划方法
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
CN112287525A (zh) * 2020-10-14 2021-01-29 西北工业大学 固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法
CN112329136A (zh) * 2020-10-27 2021-02-05 深圳三零三防务科技有限公司 一种基于平衡飞行理论的运载火箭在线飞行程序重构方法
CN113189870A (zh) * 2021-04-12 2021-07-30 大连理工大学 一种火箭推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹重规划方法
CN113485108A (zh) * 2021-07-07 2021-10-08 大连理工大学 一种推力下降故障下运载火箭上升段智能任务重构方法
CN113761670A (zh) * 2020-10-27 2021-12-07 深圳三零三防务科技有限公司 一种运载火箭的平衡飞行理论及在线入轨能力评估方法
LU500286B1 (en) * 2020-11-12 2021-12-16 Univ Dalian Tech An optimal rescue orbital elements online decision-making method based on RBFNN for launch vehicles under thrust drop fault

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013107585A (ja) * 2011-11-24 2013-06-06 Mitsubishi Space Software Kk 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム
CN109491246A (zh) * 2018-11-19 2019-03-19 北京航天自动控制研究所 一种基于数值优化算法的自适应救援轨迹规划方法
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
CN112287525A (zh) * 2020-10-14 2021-01-29 西北工业大学 固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法
CN112329136A (zh) * 2020-10-27 2021-02-05 深圳三零三防务科技有限公司 一种基于平衡飞行理论的运载火箭在线飞行程序重构方法
CN113761670A (zh) * 2020-10-27 2021-12-07 深圳三零三防务科技有限公司 一种运载火箭的平衡飞行理论及在线入轨能力评估方法
LU500286B1 (en) * 2020-11-12 2021-12-16 Univ Dalian Tech An optimal rescue orbital elements online decision-making method based on RBFNN for launch vehicles under thrust drop fault
CN113189870A (zh) * 2021-04-12 2021-07-30 大连理工大学 一种火箭推力下降故障下椭圆救援轨道的轨迹重规划方法
CN113485108A (zh) * 2021-07-07 2021-10-08 大连理工大学 一种推力下降故障下运载火箭上升段智能任务重构方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李文清 ; 王俊峰 ; 张志国 ; 陈宇 ; 秦旭东 ; .火箭适应发动机推力下降故障的弹道制导策略优化分析.导弹与航天运载技术.2020,(第04期),全文. *

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