一种应对一次点火故障的制导系统重构方法与流程

本发明涉及一种应对一次点火故障的制导系统重构方法，属于制导控制技术领域。

背景技术：

上面级发射低轨(lowearthorbit,leo)卫星任务时，一般采用主发动机两次点火变轨方式，两次变轨均采用迭代制导方法。但由于上面级变轨推力由单台主发动机提供，同时主发动机两主动段点火均为单点触发，存在点火失败的风险，按照现有制导方案，若发动机一次点火失效，则上面级/卫星组合体将在亚轨道经过短暂的飞行过程后，坠入大气层烧毁，同时，由于发动机没有点火但燃烧剂和氧化剂持续排放，发动机贮箱压力会迅速升高，最终超过阈值而存在直接爆炸的风险。因此，一次点火失败会造成发射失利，针对该故障情况进行制导系统重构策略能够可以在很大程度上提高系统的可靠性，从而提高发射成功率。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种应对一次点火故障的制导系统重构方法，对于上面级通过两次主动段变轨保证卫星入轨的工作模式，当一次点火失效时，可立即启动第二次点火，保证在亚轨道变轨段上面级能够到达足够高度，第二主动段采用发动机挤压工作方式将上面级/卫星组合体推至入轨点。

上面级在未出现故障时，两主动段制导方法均采用迭代制导，迭代制导对运载器动力系统故障具有很好的适应性，迭代制导是一种显式制导，它根据瞬时状态和对未来推力状况极性预估来产生控制角，因而对未来推力曲线的描述会影响瞬时控制姿态角的精确求解。而当第一次点火失效时，第一主动段仍可采用迭代制导方法，但第二主动段采用发动机挤压工作模式推力很小，产生的视加速度小于重力加速度，不足以克服迭代制导中的平均引力模型偏差，因此无法使用，需更换制导方法及装订诸元，保证入轨精度。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种应对一次点火故障的制导系统重构方法，包括如下步骤：

将航天器的自主飞行弧段按时间顺序分为第一段、第二段、末段；正常情况下航天器的发动机在第一段和第二段的局部时间内工作；

在地面，建立一次点火故障飞行时序：在第一段内的一次点火指令发出后，在预设时间内对发动机状态进行辨识，辨识结果为一次点火失败时，重新点火，预设时间内发动机为挤压工作模式，预设时间后发动机为正常工作模式；第一段内航天器采用迭代制导方式；第二段内，发动机为挤压工作模式，航天器采用正推力矢量制导方式；最后生成故障状态下的飞行诸元；

在实际飞行过程中，发生一次点火故障时，采用一次点火故障飞行时序、故障状态下的飞行诸元进行制导控制。

上述的制导系统重构方法，在预设时间内对发动机状态进行辨识的方法为：当航天器的轴向速度增量小于相应门限值，且航天器的发动机泵后压力和涡轮转速均分别低于相应阈值时，则辨识结果为一次点火失败。

上述的制导系统重构方法，在辨识过程中，设置故障标识字，对航天器的轴向速度增量、发动机泵后压力和涡轮转速进行多次判断，每次判断中，当航天器的轴向速度增量小于相应门限值，且航天器的发动机泵后压力和涡轮转速均分别低于相应阈值时，故障标识字置为1，连续多次故障标识字都为1时，辨识结果为一次点火失败。

上述的制导系统重构方法，正推力矢量制导方式为：将发动机推力方向调整至与速度方向一致进行加速，以最快速度提高轨道高度。

上述的制导系统重构方法，轴向速度增量门限为k为阈值系数，为发动机判断门限推力，取理论起飞质量。

一种应对一次点火故障的制导系统重构装置，将航天器的自主飞行弧段按时间顺序分为第一段、第二段、末段；正常情况下航天器的发动机在第一段和第二段的局部时间内工作；制导系统重构装置包括：

一次点火故障飞行时序模块，内置有一次点火故障飞行时序：在第一段内的一次点火指令发出后，在预设时间内对发动机状态进行辨识，辨识结果为依次点火失败时，重新点火，预设时间内发动机为挤压工作模式，预设时间后发动机为正常工作模式；第一段内航天器采用迭代制导方式；第二段内，发动机为挤压工作模式，航天器采用正推力矢量制导方式；最后生成故障状态下的飞行诸元；

诸元切换模块，在实际飞行过程中，发生一次点火故障时，控制采用一次点火故障飞行时序、故障状态下的飞行诸元进行制导控制。

一种航天器点火故障情况下制导系统检测重构方法，包括如下步骤：

将航天器的自主飞行弧段按时间顺序分为第一段、第二段、末段；其中航天器的发动机在第一段和第二段的局部时间内工作；

在第一段内发动机一次点火后，对一次点火状态进行辨识，如果一次点火失败，发动机为挤压工作模式，否则发动机为正常工作模式；当一次点火失败后重新点火，发动机为正常工作模式；第一段内航天器采用迭代制导方式；

进入第二段后，发动机为挤压工作模式，航天器采用正推力矢量制导方式。

一种航天器点火故障情况下制导系统检测重构装置，将航天器的自主飞行弧段按时间顺序分为第一段、第二段、末段；其中航天器的发动机在第一段和第二段的局部时间内工作；制导系统检测重构装置包括：

第一段检测制导模块，在第一段内发动机一次点火后，对一次点火状态进行辨识，如果一次点火失败，发动机为挤压工作模式，否则发动机为正常工作模式；当一次点火失败后重新点火，发动机为正常工作模式；第一段内航天器采用迭代制导方式；

第二段制导模块，进入第二段后，发动机为挤压工作模式，航天器采用正推力矢量制导方式。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明提出的应对一次点火故障的制导系统重构方法能够在出现一次点火故障时，充分利用发动机挤压工作模式，自主在线判别并重构，保证故障情况下卫星入轨精度满足要求，提高系统可靠性；

(2)根据一次点火故障时序对故障情况下任务轨道进行重新设计，得到更为优化诸元，基于故障情况下轨道参数进行制导系统设计，提高故障情况下入轨精度；

(3)根据发动机正常工作模式和挤压工作模式的推力大小不同，对制导系统进行重构时选择合适的制导方法，提高综合偏差下的入轨精度；

(4)根据上面级实际飞行特性，设计一次点火故障在线判断方法，以上面级轴向速度增量为主，辅以发动机泵后压力、发动机涡轮转速两个参数，同时进行连续多次判断，从而避免出现误判、漏判等情况。

附图说明

图1为上面级一次点火故障制导系统重构方案示意图。

图2为上面级一次点火故障轨道设计时序图。

图3为上面级一次点火故障制导系统重构流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

上面级为单台发动机通过两次主动段变轨将卫星送入轨道，目前运载火箭在具有冗余推力情况下可以通过改变运算模型，保证姿态稳定从而完成任务，但没有提出上面级这种主发动机两次主动工作变轨工作模式的容错控制方法。本发明的目的是针对上面级执行leo任务时，当第一次点火出现故障时，对制导系统进行重构，实现容错设计。

本文发明了一种上面级leo任务应对一次点火故障的容错控制方法，所采用的技术方案是：在一次点火指令发出后，对一次点火状态进行判断，若点火成功，则按照事先设计好的方案进行入轨；若一次点火失败，则在第一主动段立即重新点火，第二主动段采用发动机挤压工作模式，实现容错控制。具体步骤如下：

1)一次点火故障轨道设计

建立上面级基本动力学模型如下：

式中：发射坐标系原点与火箭发射点o固连，oxg轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向；oyg轴垂直于发射点水平面，指向上方；ozg轴与xgoyg面相垂直并构成右手坐标系。发射惯性坐标系o-xyz发射惯性坐标系与运载火箭发射瞬间的地面发射坐标系完全重合，而后在惯性空间固定。该坐标系于地心惯性坐标系间的关系位置是固定不变的。发射惯性坐标系是制导计算的主要坐标系，导航计算、姿态角解算均在此坐标系内进行，也称之为制导计算坐标系。箭体坐标系o1-x1y1z1该坐标系的原点取在火箭质心；x1轴沿火箭纵轴，指向头部方向；y1轴在箭体纵平面内与x1轴垂直，指向上；z1轴与x1、y1轴构成右手系。分别为视加速度在发惯系x、y、z轴的分量，gxa、gya、gza分别为引力加速度在发惯系x、y、z轴的分量，ψ、γ分别为上面级的俯仰角、偏航角、滚动角，vxa、vya、vza分别为上面级速度在发惯系x、y、z轴的分量，m为上面级的质量，f为上面级主发动机推力。针对上述基本动力学模型，根据一次点火故障情况下的时序及发动机推力，确定一次点火故障情况下轨道，从而为后续制导重构提供更优化的轨道参数。

2)一次点火故障自主判断。在一次点火后开始进行点火故障情况判断，参与判断的参数包括发动机泵后压力δp、涡轮转速δn以及轴向速度增量δw，其中发动机泵后压力及涡轮转速通过总线数据直接获取，轴向速度增量通过测量获得。轴向速度增量门限为式中，的单位为米/秒；k为阈值系数，一般取1/3～1/10，在本发明中，取1/4；为发动机判断门限推力，单位为n；δt为轴向速度增量门限检测的时间区间，单位为秒；m取理论起飞质量，单位为kg。首先对上面级轴向速度增量δw进行判断，当轴向速度增量δw小于门限值时，则对发动机泵后压力δp及涡轮转速δn进行判断，当两者都低于分别的阈值时，则将故障标识字置为1，其他情况故障标识字为0，当连续5次故障标识字都为1时，则证明一次点火失败。

3)制导方法选择。本发明共涉及两种制导方法：

a)迭代制导：在迭代制导的计算过程中，决定推力向量的程序角和ψζ(轨道坐标系下)可以近似为时间的线性函数，从火箭的控制规律表明，为确保火箭在目标点达到预定的速度矢量形成的控制角占整个控制角ψζ中的主要部分，而为满足位置约束的控制角仅为其中的小量，为便于求解，可将控制姿态角简化为如下形式：

式中k2t-k1、e2t-e1为满足终端位置约束的控制量。

b)正推力矢量制导

正推力矢量制导方法，将推力方向调整至与速度方向一致，全力进行加速，以最快速度提高轨道高度。

vx,vy,vx为导航的速度，ψcx为指令程序角，给姿控系统，姿控系统通过调姿跟踪程序角实现制导指令。

实施例：

步骤一、地面建立一次点火故障飞行诸元。根据一次点火故障情况下发动机工作特性及时间约束，建立一次点火故障飞行时序，如图1-3所示。与正常情况下飞行时序相比，首先在第一主动段点火指令发出后，增加故障自主辨识段，根据发动机工作特性约束，将该段时间设置为15s，在故障轨道设计时，该段主发动机设置为挤压工作模式，第一主动段与标准轨道工作状态相同，在第二主动段，故障轨道设计时发动机推力按照挤压工作模式进行迭代，生成新的飞行诸元。上面级一次点火故障轨道设计完成后，制导系统采用第一主动段迭代制导 第二主动段正推力矢量制导的重构策略进行设计，通过蒙特卡洛打靶仿真，保证在综合偏差下满足卫星入轨精度要求，完成对故障状态下飞行诸元的验证。

步骤二、一次点火故障情况在线自主辨识。在第一主动段点火指令发出后，对总线中的过载、发动机泵后压力及涡轮转速三个参数进行在线判断识别。设置判断条件为(首先对上面级轴向速度增量进行判断，当轴向速度增量小于门限值时，则对发动机泵后压力及涡轮转速进行判断，当两者都低于阈值时，则将故障标识字置为1，其他情况故障标识字为0，当连续5次故障标识字都为1时，则证明一次点火失败。)

步骤三、执行重构策略并进行诸元切换。根据在线辨识结果，在一次点火发生故障时，则在第一主动段点火时刻15s后立即使用二次点火，保证亚轨道变轨成功。第二主动段则采用发动机挤压工作模式提供动力，发动机挤压工作模式提供的推力较正常工作模式较小，迭代制导假设条件已经不成立，因此第二主动段需切换制导策略，采用正推力矢量制导策略，尽量将上面级在第二主动段抬高到卫星要求轨道高度，从而减小误差，同时，切换故障诸元，从而提高入轨精度。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。