一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法与流程

本发明涉及飞行器控制领域。更具体地，涉及一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法。

背景技术：

空间飞行器的离轨制动是通过轨控发动机提供制动力，进行速度修正，降低飞行器的速度实现的。变轨发动机的可靠性直接影响了离轨制动效果。目前国内外大多数返回式飞行器在发动机布局上就不具备轨控冗余的功能，只在飞行器的尾部提供一个主发动机，这是基于变轨发动机的高可靠性以及降低系统复杂度的考虑。然而，对于动力系统属于研制、可靠性较低的返回式飞行器，为了提高系统的任务可靠性，除了主发动机，还需要令若干姿控发动机具备变轨功能，在主发动机故障时，可以紧急启用姿控发动机离轨制动。这涉及到发动机故障判断问题和切机策略问题。传统的方法是利用地面人员对发动机的推力室压、喷管的温度进行综合判断，在确定故障后，由地面人员选择备份发动机，并上注给飞行器，这种方法一方面判断复杂，另一方面耗时较长，不适用与离轨制动期间。还有一种方法是利用飞行器安装在x轴的加速度计输出，以及飞行器的质量，利用动力学方程计算发动机推力，若推力较小，则认为发动机故障。这种方法相对比较简单，但是在有些情况下，轨控发动机需要脉冲开机，有时候可能出现推力较小的情况，但并不意味着发动机故障，另外，加速度计的噪声或者故障也可能引起对主发动机工作状态的误判，存在一定的风险。

因此，需要提供一种能够快速、准确地进行主发动机故障判断的轨控容错控制方法，提高飞行器的工作可靠性。

技术实现要素：

本发明的一个目的在于提供一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法，根据需要速度变化情况判断主发动机工作状态，快速、准确地判断主发动机是否存在故障，进而进行应急处理，提高发动机的工作可靠性。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明公开了一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法，所述方法包括：

s1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；

s2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；

s3：根据需要速度变化进行主发动机故障判断；

s4：在主发动机故障情况下进行应急处理。

优选地，所述指令速度为

其中，

其中，为j2000坐标系中飞行器当前的位置矢量，为j2000坐标系中再入点的位置矢量，为与的叉乘的z轴分量，γt为再入角，fm为地球引力常数与地球质量之乘积，vxr、vyr、vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。

优选地，所述需要速度为

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi为导航速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，由飞行器导航设备提供，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，dv为需要速度大小，vxr、vyr、vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。

优选地，所述s3包括：用flag_errthrustg来表示故发动机故障，其为1

表明有故障，0表明正常：

优选地，所述s4在主发动机故障情况下，关闭主发动机，打开轴向发动机。

优选地，所述s4主发动机故障应急处理过程为

其中，rg为主发动机控制命令，1表示主发动机开机，0表示主发动机关机，flag_errthrustg为主发动机故障情况，1表示主发动机故障，0表示主发动机正常。

优选地，所述轴向发动机为姿控发动机。

本发明的有益效果如下：

本发明的轨控容错控制方法利用需要速度持续增大来判断轨控故障，算法可行，可靠性强，具有明显的优势。本发明的方法通过对需要速度实时计算和监控，能够快速、准确地进行主发动机故障判断，当出现主发动机故障时进行应急处理，计算方法简单、快速且能避免传统方法产生的误差情况发生，具有很强的可操作性，提高飞行器发动机的工作可靠性。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法具体实施例的流程图。

图2示出本发明一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法具体实施例飞行器发动机布局的示意图。

图3示出本发明一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法具体实施例与现有方法的发动机开机序列和轨控故障标志的对比图。

图4示出本发明一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法具体实施例与现有方法的x向加表输出的对比图。

图5示出本发明一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法具体实施例与现有方法的速度减量的对比图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

如图1所示，本发明公开的一种返回式飞行器离轨制动期间的轨控容错控制方法，包括：

s1：在离轨制动期间，实时计算指令速度。

所述指令速度为

其中，

其中，为j2000坐标系中飞行器当前的位置矢量，为j2000坐标系中再入点的位置矢量，为与的叉乘的z轴分量，γt为再入角，fm为地球引力常数与地球质量之乘积，vxr、vyr、vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。

s2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度。

所述需要速度为

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi为导航速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，由飞行器导航设备提供，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，dv为需要速度大小，vxr、vyr、vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。

s3：根据需要速度变化进行主发动机故障判断。可以用速度增量的变化来判断主发动机故障。在主发动机正常工作的情况下，速度增量会逐渐减少至零，反之，速度增量会逐渐增大。根据此原理，若速度增量在一定时间内不断增大，则可以断定主发动机故障。具体的，用flag_errthrustg来表示故发动机故障，其为1表明有故障，0表明正常。

其中，所述帧数优选采用10帧。

s4：在主发动机故障情况下进行应急处理。在主发动机故障情况下，立即关闭主发动机，打开轴向发动机，从而完成变轨机动期间轨控容错控制。所述s4主发动机故障应急处理过程为

其中，irve_rg为主发动机控制命令，1表示主发动机开机，0表示主发动机关机，flag_errthrustg为主发动机故障情况，1表示主发动机故障，0表示主发动机正常。

如图2所示，为本发明一个具体实施中具有轨控容错能力的姿轨控发动机布局。具有轨控容错能力的姿轨控发动机布局方案，应包含1个主发动机和12个姿控发动机。主发动机用于离轨制动期间提供制动力，其应安装在返回式飞行器的尾部，喷管沿着返回式飞行器的轴向，指向返回式飞行器的-x方向，姿控发动机的布局应具有轨控容错能力，即确保在主发动机故障情况下，可以由若干个姿控发动机提供制动力，为了确保制动力最大，提供制动力的姿控发动机一般对称地布置在返回式飞行器的尾部，与主发动机平行，指向返回式飞行器的-x方向。由于这些姿控发动机均与主发动机平行，沿轴向布局，称其为轴向发动机。

定义返回式飞行器本体坐标系oxyz：本体坐标系oxyz与返回式飞行器固联，定义坐标原点o为返回式飞行器质心；ox轴沿飞行器轴向，指向前方，oz轴沿返回式飞行器径向，指向ⅳ象限线，返回式飞行器对地三轴稳定时指向地球方向，oy与ox和oz轴呈右手定则。

12台姿控发动机(序号1，2，3，4，5，6，7，8，9，10，11，12)分成4组，每组3台，采用三机组合，呈“t”型布置，其中1、2、3与7、8、9在y轴方向相对平面xoz对称安装在器箭对接面附近的姿控支架上，4、5、6与10、11、12在z轴方向相对平面xoy对称安装在器箭对接面附近的姿控支架上。

假设离轨制动时刻时，

再入角为-1.9°，则计算得到

则有

dvx＝71.6m/s

dvy＝26.4m/s

dvz＝-42.0m/s

dv＝87m/s

考虑这样一种情形，假设在启动离轨制动的50s后，主发动机出现故障，无法提供推力，采用本专利的方法与传统的方法进行比较，结果如图3～图5所示。

由图可知，两种方法在开始时均开启主发动机进行制动，即都令主发动机开机指令irve_rg＝1。然而，在50s主发动机失效的情况下，不采用本专利方法在x方向上的加表输出迅速由0.09g跌落到0附近，表明无法提供制动力，在没有容错控制的情况下，飞行器无法识别轨控故障，未采取任何措施，需要速度减量也无法进一步下降，轨控失败。而本专利方法，在50s发现轨控发动机失效后，立刻关闭主发动机，即令主发动机开机指令irve_rg＝0，利用2、5、8、11四个姿控发动机同时开机产生推力进行轨道控制，而利用1、3、4、6、7、9、10、12八个姿控发动机进行姿态控制，在x方向上依旧能够产生大概0.04g的加表输出，制动力虽然弱于主发动机正常的情形，但是速度减量仍然持续下降，表明不影响制动效果，实现了在轨控发动机故障情况下的正常离轨制动。

由此可见，采用本专利方法，利用需要速度持续增大来判断轨控故障，算法可行，可靠性强，具有明显的优势。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。