[发明专利]基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法，属于航天飞行器轨控发动机高精度控制，发动机推力高精度跟踪制导指令技术领域。

背景技术

开关式轨控发动机由于其实现简单，工作可靠被广泛应用到航天飞行器中。实际中航天飞行器常常使用开关式轨控发动机。开关式轨控发动机产生推力来跟踪制导指令。马克茂等在《宇航学报》2011年02期发表的“导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现”介绍了一种轨控发动机控制方法。在该方法中认为发动机动态特性中的上升时间和下降时间很短，可以忽略不计，将发动机动态特性理想成为矩形脉冲形式。

可以看到对飞行器开关式轨控发动机的控制存在两点不足。第一，未考虑发动机的动态特性，包括延迟时间，上升时间和下降时间。第二，发动机输出的力是固定值或者为零。实际中一些航天飞行器发动机的延迟，上升和下降时间相对于控制周期来说比较长，不能忽略掉，需要在设计中考虑发动机的动态特性。否则会影响发动机输出的力跟踪制导指令所需力的精度。特别是在制导律输出的指令是连续变化的情况下，发动机输出的常值力不能很好的跟踪这些指令，导致控制性能下降，精度降低。为此需要设计一种高精度的轨控发动机控制方法，减少跟踪制导律指令的误差。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有飞行器开关式轨控发动机的控制过程中，在制导律输出的指令为连续变化的情况下，存在发动机输出的常值力不能有效的跟踪指令，导致控制性能下降，精度降低的问题，提出一种精确跟踪制导律指令的轨控发动机控制方法。

一种基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法，将一号发动机、二号发动机、三号发动机和四号发动机均匀安装在导弹的质心周围，所述控制方法通过以下步骤实现：

步骤一、将航天飞行器沿弹体坐标系分解为纵向平面和侧向平面两个平面，所述纵向平面由所述一号发动机和三号发动机控制，所述侧向平面由所述二号发动机和四号发动机控制；

步骤二、首先，定义一号发动机、二号发动机、三号发动机和四号发动机中每个发动机可能具有的等效力极值情况：将发动机的控制过程分为在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定关闭状态和在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定开启状态；

在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定关闭状态时：

Ⅰ)若一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个一直关闭，则此发动机产生的等效力为0，

Ⅱ)若在本控制周期结束时刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个刚达到稳定开启状态时，则此发动机此时产生的等效力为最小等效力，定义为最小关闭等效力

Ⅲ)若在本控制周期起始刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个即开始启动，则此发动机此时产生的等效力为最大等效力，定义为最大关闭等效力Foffmax;]]>

在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定开启状态时：

Ⅰ)若一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个一直开启，则此发动机的等效力为发动机稳定开启时产生的推力F_s，

Ⅱ)若在本控制周期起始时刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个即开始关闭，则此发动机此时产生的等效力为最小等效力，定义为最小开启等效力Fonmin,]]>

Ⅲ)若在本控制周期结束时刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个刚达到稳定关闭状态时，则此发动机此时产生的等效力为最大等效力，定义为最大开启等效力

然后，计算每个发动机可能产生的上述等效力和的值；

步骤三、根据制导指令所需力与步骤二计算得到的最小关闭等效力最大关闭等效力最小开启等效力和最大开启等效力四个等效力的值的大小关系以及发动机在当前控制周期起始时刻的状态，计算发动机的开启时间T_on和工作时长T_w；