[发明专利]一种发动机故障状态下的制导重构方法

说明书

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t_ys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t_xd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。

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t_ys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t_xd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Ω_s，计算交点经度Ω_s与理论升交点经度的偏差：其中Ω_s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Ω_s的计算公式如下：

x′＝x+R_ox

y′＝y+H₀+R_oy

z′＝z+R_oz

A'_s＝y'V_z-z'V_y

B'_s＝z'V_x-x'V_z

C'_s＝x'V_y-V_xy'

m₁₁＝-cos A₀ sin B₀