本發(fā)明涉及飛行器控制領域。更具體地，涉及一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法。

背景技術：

空間飛行器的離軌制動是通過軌控發(fā)動機提供制動力，進行速度修正，降低飛行器的速度實現(xiàn)的。變軌發(fā)動機的可靠性直接影響了離軌制動效果。目前國內(nèi)外大多數(shù)返回式飛行器在發(fā)動機布局上就不具備軌控冗余的功能，只在飛行器的尾部提供一個主發(fā)動機，這是基于變軌發(fā)動機的高可靠性以及降低系統(tǒng)復雜度的考慮。然而，對于動力系統(tǒng)屬于研制、可靠性較低的返回式飛行器，為了提高系統(tǒng)的任務可靠性，除了主發(fā)動機，還需要令若干姿控發(fā)動機具備變軌功能，在主發(fā)動機故障時，可以緊急啟用姿控發(fā)動機離軌制動。這涉及到發(fā)動機故障判斷問題和切機策略問題。傳統(tǒng)的方法是利用地面人員對發(fā)動機的推力室壓、噴管的溫度進行綜合判斷，在確定故障后，由地面人員選擇備份發(fā)動機，并上注給飛行器，這種方法一方面判斷復雜，另一方面耗時較長，不適用與離軌制動期間。還有一種方法是利用飛行器安裝在x軸的加速度計輸出，以及飛行器的質量，利用動力學方程計算發(fā)動機推力，若推力較小，則認為發(fā)動機故障。這種方法相對比較簡單，但是在有些情況下，軌控發(fā)動機需要脈沖開機，有時候可能出現(xiàn)推力較小的情況，但并不意味著發(fā)動機故障，另外，加速度計的噪聲或者故障也可能引起對主發(fā)動機工作狀態(tài)的誤判，存在一定的風險。

因此，需要提供一種能夠快速、準確地進行主發(fā)動機故障判斷的軌控容錯控制方法，提高飛行器的工作可靠性。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的一個目的在于提供一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法，根據(jù)需要速度變化情況判斷主發(fā)動機工作狀態(tài)，快速、準確地判斷主發(fā)動機是否存在故障，進而進行應急處理，提高發(fā)動機的工作可靠性。

為達到上述目的，本發(fā)明采用下述技術方案：

本發(fā)明公開了一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法，所述方法包括：

s1：在離軌制動期間，實時計算指令速度；

s2：根據(jù)所述指令速度和導航速度，計算飛行器的需要速度；

s3：根據(jù)需要速度變化進行主發(fā)動機故障判斷；

s4：在主發(fā)動機故障情況下進行應急處理。

優(yōu)選地，所述指令速度為

其中，

其中，為j2000坐標系中飛行器當前的位置矢量，為j2000坐標系中再入點的位置矢量，為與的叉乘的z軸分量，γt為再入角，fm為地球引力常數(shù)與地球質量之乘積，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

優(yōu)選地，所述需要速度為

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi為導航速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，由飛行器導航設備提供，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，dv為需要速度大小，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

優(yōu)選地，所述s3包括：用flag_errthrustg來表示故發(fā)動機故障，其為1

表明有故障，0表明正常：

優(yōu)選地，所述s4在主發(fā)動機故障情況下，關閉主發(fā)動機，打開軸向發(fā)動機。

優(yōu)選地，所述s4主發(fā)動機故障應急處理過程為

其中，rg為主發(fā)動機控制命令，1表示主發(fā)動機開機，0表示主發(fā)動機關機，flag_errthrustg為主發(fā)動機故障情況，1表示主發(fā)動機故障，0表示主發(fā)動機正常。

優(yōu)選地，所述軸向發(fā)動機為姿控發(fā)動機。

本發(fā)明的有益效果如下：

本發(fā)明的軌控容錯控制方法利用需要速度持續(xù)增大來判斷軌控故障，算法可行，可靠性強，具有明顯的優(yōu)勢。本發(fā)明的方法通過對需要速度實時計算和監(jiān)控，能夠快速、準確地進行主發(fā)動機故障判斷，當出現(xiàn)主發(fā)動機故障時進行應急處理，計算方法簡單、快速且能避免傳統(tǒng)方法產(chǎn)生的誤差情況發(fā)生，具有很強的可操作性，提高飛行器發(fā)動機的工作可靠性。

附圖說明

下面結合附圖對本發(fā)明的具體實施方式作進一步詳細的說明。

圖1示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法具體實施例的流程圖。

圖2示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法具體實施例飛行器發(fā)動機布局的示意圖。

圖3示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法具體實施例與現(xiàn)有方法的發(fā)動機開機序列和軌控故障標志的對比圖。

圖4示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法具體實施例與現(xiàn)有方法的x向加表輸出的對比圖。

圖5示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法具體實施例與現(xiàn)有方法的速度減量的對比圖。

具體實施方式

為了更清楚地說明本發(fā)明，下面結合優(yōu)選實施例和附圖對本發(fā)明做進一步的說明。附圖中相似的部件以相同的附圖標記進行表示。本領域技術人員應當理解，下面所具體描述的內(nèi)容是說明性的而非限制性的，不應以此限制本發(fā)明的保護范圍。

如圖1所示，本發(fā)明公開的一種返回式飛行器離軌制動期間的軌控容錯控制方法，包括：

s1：在離軌制動期間，實時計算指令速度。

所述指令速度為

其中，

其中，為j2000坐標系中飛行器當前的位置矢量，為j2000坐標系中再入點的位置矢量，為與的叉乘的z軸分量，γt為再入角，fm為地球引力常數(shù)與地球質量之乘積，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

s2：根據(jù)所述指令速度和導航速度，計算飛行器的需要速度。

所述需要速度為

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi為導航速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，由飛行器導航設備提供，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，dv為需要速度大小，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

s3：根據(jù)需要速度變化進行主發(fā)動機故障判斷?？梢杂盟俣仍隽康淖兓瘉砼袛嘀靼l(fā)動機故障。在主發(fā)動機正常工作的情況下，速度增量會逐漸減少至零，反之，速度增量會逐漸增大。根據(jù)此原理，若速度增量在一定時間內(nèi)不斷增大，則可以斷定主發(fā)動機故障。具體的，用flag_errthrustg來表示故發(fā)動機故障，其為1表明有故障，0表明正常。

其中，所述幀數(shù)優(yōu)選采用10幀。

s4：在主發(fā)動機故障情況下進行應急處理。在主發(fā)動機故障情況下，立即關閉主發(fā)動機，打開軸向發(fā)動機，從而完成變軌機動期間軌控容錯控制。所述s4主發(fā)動機故障應急處理過程為

其中，irve_rg為主發(fā)動機控制命令，1表示主發(fā)動機開機，0表示主發(fā)動機關機，flag_errthrustg為主發(fā)動機故障情況，1表示主發(fā)動機故障，0表示主發(fā)動機正常。

如圖2所示，為本發(fā)明一個具體實施中具有軌控容錯能力的姿軌控發(fā)動機布局。具有軌控容錯能力的姿軌控發(fā)動機布局方案，應包含1個主發(fā)動機和12個姿控發(fā)動機。主發(fā)動機用于離軌制動期間提供制動力，其應安裝在返回式飛行器的尾部，噴管沿著返回式飛行器的軸向，指向返回式飛行器的-x方向，姿控發(fā)動機的布局應具有軌控容錯能力，即確保在主發(fā)動機故障情況下，可以由若干個姿控發(fā)動機提供制動力，為了確保制動力最大，提供制動力的姿控發(fā)動機一般對稱地布置在返回式飛行器的尾部，與主發(fā)動機平行，指向返回式飛行器的-x方向。由于這些姿控發(fā)動機均與主發(fā)動機平行，沿軸向布局，稱其為軸向發(fā)動機。

定義返回式飛行器本體坐標系oxyz：本體坐標系oxyz與返回式飛行器固聯(lián)，定義坐標原點o為返回式飛行器質心；ox軸沿飛行器軸向，指向前方，oz軸沿返回式飛行器徑向，指向ⅳ象限線，返回式飛行器對地三軸穩(wěn)定時指向地球方向，oy與ox和oz軸呈右手定則。

12臺姿控發(fā)動機(序號1，2，3，4，5，6，7，8，9，10，11，12)分成4組，每組3臺，采用三機組合，呈“t”型布置，其中1、2、3與7、8、9在y軸方向相對平面xoz對稱安裝在器箭對接面附近的姿控支架上，4、5、6與10、11、12在z軸方向相對平面xoy對稱安裝在器箭對接面附近的姿控支架上。

假設離軌制動時刻時，

再入角為-1.9°，則計算得到

則有

dvx＝71.6m/s

dvy＝26.4m/s

dvz＝-42.0m/s

dv＝87m/s

考慮這樣一種情形，假設在啟動離軌制動的50s后，主發(fā)動機出現(xiàn)故障，無法提供推力，采用本專利的方法與傳統(tǒng)的方法進行比較，結果如圖3～圖5所示。

由圖可知，兩種方法在開始時均開啟主發(fā)動機進行制動，即都令主發(fā)動機開機指令irve_rg＝1。然而，在50s主發(fā)動機失效的情況下，不采用本專利方法在x方向上的加表輸出迅速由0.09g跌落到0附近，表明無法提供制動力，在沒有容錯控制的情況下，飛行器無法識別軌控故障，未采取任何措施，需要速度減量也無法進一步下降，軌控失敗。而本專利方法，在50s發(fā)現(xiàn)軌控發(fā)動機失效后，立刻關閉主發(fā)動機，即令主發(fā)動機開機指令irve_rg＝0，利用2、5、8、11四個姿控發(fā)動機同時開機產(chǎn)生推力進行軌道控制，而利用1、3、4、6、7、9、10、12八個姿控發(fā)動機進行姿態(tài)控制，在x方向上依舊能夠產(chǎn)生大概0.04g的加表輸出，制動力雖然弱于主發(fā)動機正常的情形，但是速度減量仍然持續(xù)下降，表明不影響制動效果，實現(xiàn)了在軌控發(fā)動機故障情況下的正常離軌制動。

由此可見，采用本專利方法，利用需要速度持續(xù)增大來判斷軌控故障，算法可行，可靠性強，具有明顯的優(yōu)勢。

顯然，本發(fā)明的上述實施例僅僅是為清楚地說明本發(fā)明所作的舉例，而并非是對本發(fā)明的實施方式的限定，對于所屬領域的普通技術人員來說，在上述說明的基礎上還可以做出其它不同形式的變化或變動，這里無法對所有的實施方式予以窮舉，凡是屬于本發(fā)明的技術方案所引伸出的顯而易見的變化或變動仍處于本發(fā)明的保護范圍之列。