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技术

本发明专利技术公开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，包括以下步骤：首先，计算火箭的初始瞬时射程角速度和目标圆形轨道的飞行角速度；其次，将初始瞬时射程角速度至目标圆形轨道的飞行角速度作为边界点，划分成多个采样点；接着，计算各采样点对应的推力加速度倾角和时间递推值，根据瞬时射程角速度和时间递推值计算各采样点的射程角；最后，获取各采样点的飞行程序角，完成飞行程序的重构。本发明专利技术针对运载火箭在大气层外飞行段遭遇非致命推力系统故障背景，结合平衡飞行理论(包括平衡飞行、准平衡飞行等模式)，给出在线飞行程序重构的快速算法，优点在于计算量小、生成速度快，适用于箭载计算机故障模式的处置程序，将有效提高火箭的自主性和智能性。将有效提高火箭的自主性和智能性。将有效提高火箭的自主性和智能性。

【技术实现步骤摘要】
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


[0001]本专利技术涉及航天航空
，具体涉及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。

技术介绍

[0002]运载火箭的正常飞行程序都是严格时间依赖的，需要根据火箭的飞行环境、箭体结构、燃料消耗、动力特性以及有效载荷等因素，并综合考虑运载任务目标轨道，进行精确时序化设计，从而控制各执行机构动作逻辑的时序，因此，每次执行发射任务都需要修订飞行程序。由于要满足诸多工程约束，这个计算过程极为繁杂，计算量很大，无法满足实时性要求，通常都是在火箭发射前注入发射诸元。
[0003]火箭在执行任务过程中，必然不可避免地会遭遇各种故障，且发生时刻和故障模式都是不确定的。在火箭突发推力故障时，按预定程序飞行将带来任务失败，如长征五号遥二运载火箭飞行中，芯一级发动机推力瞬时大幅下降，致使火箭无法达到预定飞行速度与高度，最终火箭二级与卫星在西太平洋再入，发射任务失利。如果能对飞行程序做出适时调整，则有可能避免任务失利，如土星5号运载火箭搭载阿波罗13号飞船，火箭二级主发动机因故提前132秒关机，另4台发动机补偿性地多工作了34秒，飞船顺利进入了奔月轨道。目前，我国现有各型火箭大都未具备实时故障检测及容错处理、冗余重构能力，一旦在飞行过程中出现动力系统故障等重大异常，将无法自主执行应对策略，故发展智慧火箭技术非常急迫。
[0004]传统的运载火箭制导方法是采用摄动制导或轨迹跟踪方式，即事先离线设计一条标准弹道，运载火箭实际飞行时，制导控制系统控制运载火箭实际飞行轨迹在标准弹道附近摄动，尽可能使实际飞行轨迹贴合标准弹道，由于该方法简单，易于实现，且对箭载计算机性能要求较低，因此，世界各国运载火箭助推段通常采用程序制导方案。但该制导方法容错能力较低，当遭遇推力异常故障时，运载火箭性能降低，无法产生足够的动力继续跟踪程序弹道飞行，导致实际飞行轨迹大幅度偏离标准弹道，甚至可能出现箭体失稳等严重后果。此时，需在线重新生成一条新的飞行程序，属于轨迹快速优化问题，本质上是一个最优控制问题，因受状态约束和控制约束，且动力学方程高度非线性，故求解过程较为复杂。因此，为提高运载火箭可靠性和安全性，研究飞行程序在线生成技术尤为重要。

技术实现思路

[0005]为了解决现有技术的缺陷，本专利技术提供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，
[0006]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，包括以下步骤：
[0007]步骤一、计算推力故障模式下火箭的推力加速度a
c
的时间函数和速度增量，如果火箭满足平衡飞行条件或准平衡飞行条件且满足挽救条件，则进入步骤二；
[0008]步骤二、计算火箭的初始瞬时射程角速度ω和目标圆形轨道的飞行角速度n；其
中：β表示初始射程角，t表示时间；μ表示地球引力系数，r表示故障时刻的地心距；
[0009]步骤三、将初始瞬时射程角速度ω至目标圆形轨道的飞行角速度n作为边界点进行划分，连同两个端点一起划分为等间距的N+1个采样点，即ω0＝ω,ω1,ω2,
…
,ω
k
,
…
,ω
N
＝n，其中：ω
k
为第k个采样点的瞬时射程角速度，k＝0,1
…
N；
[0010]步骤四、计算第k个采样点火箭的推力加速度a
ck
，判断火箭满足平衡飞行条件或准平衡飞行条件；
[0011]步骤五、获取火箭在第k个采样点的推力加速度倾角Θ
Pk
和时间递推值Δt
k
，具体是：
[0012]针对平衡飞行：采用表达式24)计算推力加速度倾角Θ
Pk
，采用表达式25)计算第k个采样点的从椭圆弹道到平衡飞行的圆轨道的机动变轨时间t
k
：
[0013][0014][0015]时间递推值Δt
k
＝t
k-1-t
k
，Δt0为给定值；
[0016]针对准平衡飞行：采用表达式26)计算推力加速度倾角Θ
Pk
，采用表达式27)计算第k个采样点的准平衡飞行至平衡飞行的过渡时间ΔT
k
：
[0017][0018][0019]其中：v
θk
为第k个采样点角速度对应的周向速度分量，
[0020]时间递推值Δt
k
＝ΔT
k-1-ΔT
k
，Δt0为给定值；
[0021]步骤六、根据第k个采样点的瞬时射程角速度和时间递推值，采用表达式28)计算第k个采样点的射程角β
k
：
[0022][0023]步骤七、根据表达式29)计算第k个采样点的飞行程序角
[0024][0025]步骤八、取k＝k+1，若k≤N，则返回步骤四，否则，飞行程序重构完成。
[0026]以上技术方案中优选的，判断火箭满足平衡飞行条件或准平衡飞行条件为对火箭的推力加速度a
c
进行判断，具体是：
[0027]若火箭的推力加速度a
c
满足表达式12)，则火箭进入平衡飞行状态：
[0028][0029]其中：g0为圆轨道引力加速度，
[0030]若火箭的推力加速度a
c
满足表达式15)但不满足表达式12)，则火箭进入准平衡飞行状态：
[0031][0032]其中：Δh为高度裕度；v
θ
为故障时刻的周向速度分量，
[0033]若火箭的推力加速度a
c
不满足表达式15)，则火箭进入大气层坠毁。
[0034]以上技术方案中优选的，所述步骤一中判断是否满足挽救条件具体包括：
[0035]步骤a1、通过表达式23)估算当前火箭实际燃料水平具有的速度冲量Δv；通过表达式24)估算火箭入轨所需总速度增量Δv
Re
：
[0036]Δv＝v
idk-Δv
1k-Δv
2k-Δv
3k
ꢀꢀꢀ
23)；
[0037][0038]其中：v
idk
为火箭在真空无引力作用下推力所产生的速度，称为理想速度；Δv
1k
为引力加速度分量引起的速度损失，称为引力损失；Δv
2k
为阻力造成的速度损失；Δv
3k
为发动机在大气中工作时的大气静压力所引起的速度损失；为准平衡飞行过程中火箭的推力加速度a
c
的平均值；为平衡飞行过程中火箭的推力加速度a
c
的平均值；
[0039]步骤a2、对当前火箭实际燃料水平具有的速度冲量Δv和火箭入轨所需总速度增量Δv
Re
进行比较：
[0040]若当前火箭实际燃料水平具有的速度冲量Δv大于等于火箭入轨所本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于平衡飞行理论的运载火箭在线飞行程序重构方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、计算推力故障模式下火箭的推力加速度a
c
的时间函数和速度增量，如果火箭满足平衡飞行条件或准平衡飞行条件且满足挽救条件，则进入步骤二；步骤二、计算火箭的初始瞬时射程角速度ω和目标圆形轨道的飞行角速度n；其中：β表示初始射程角，t表示时间；μ表示地球引力系数，r表示故障时刻的地心距；步骤三、将初始瞬时射程角速度ω至目标圆形轨道的飞行角速度n作为边界点进行划分，连同两个端点一起划分为等间距的N+1个采样点，即ω0＝ω,ω1,ω2,
…
,ω
k
,
…
,ω
N
＝n，其中：ω
k
为第k个采样点的瞬时射程角速度，k＝0,1
…
N；步骤四、计算第k个采样点火箭的推力加速度a
ck
，判断火箭满足平衡飞行条件或准平衡飞行条件；步骤五、获取火箭在第k个采样点的推力加速度倾角Θ
Pk
和时间递推值Δt
k
，具体是：针对平衡飞行：采用表达式24)计算推力加速度倾角Θ
Pk
，采用表达式25)计算第k个采样点的从椭圆弹道到平衡飞行的圆轨道的机动变轨时间t
k
：：时间递推值Δt
k
＝t
k-1-t
k
，Δt0为给定值；针对准平衡飞行：采用表达式26)计算推力加速度倾角Θ
Pk
，采用表达式27)计算第k个采样点的准平衡飞行至平衡飞行的过渡时间ΔT
k
：：其中：v
θk
为第k个采样点角速度对应的周向速度分量，时间递推值Δt
k
＝ΔT
k-1-ΔT
k
，Δt0为给定值；步骤六、根据第k个采样点的瞬时射程角速度和时间递推值，采用表达式28)计算第k个
采样点的射程角β
k
：步骤七、根据表达式29)计算第k个采样点的飞行程序角步骤七、根据表达式29)计算第k个采样点的...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟云鹤，罗宗富，连一君，陈琪锋，
申请(专利权)人：深圳三零三防务科技有限公司，
类型：发明
国别省市：