[发明专利]一种基于平衡飞行理论的运载火箭轨道高度保持控制方法

权利要求书

1.一种基于平衡飞行理论的运载火箭轨道高度保持控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、对火箭进行自主制导控制，具体是：

平衡飞行过程中，通过表达式3)获得最佳制导律Θ_P，通过表达式6)得到从椭圆弹道到平衡飞行的圆轨道的机动变轨时间T：

其中：r表示地心距；μ表示地球引力系数；n为目标圆形轨道的飞行角速度，ω为射程角速度，t表示时间；a_c为火箭的推力加速度；

准平衡飞行过程中，通过表达式18)得到从准平衡飞行达到平衡飞行的过渡时间ΔT，通过表达式21)获得最佳制导律Θ_P：

其中：r₀表示准平衡飞行的初始地心距；v_θ为故障时刻的周向速度分量，

步骤二、通过表达式24)获取加速度径向附加控制量Δa_{c_r}：

其中：k₁和k₂为高度反馈控制律的控制参数，取为自然频率；ξ为阻尼比；Δr为实际地心距与目标地心距的偏差；为实际地心距与目标地心距的偏差的变化率；

步骤三、通过表达式30)获取加速度倾角附加控制量ΔΘ_P，继而获得考虑轨道高度保持控制的推力加速度倾角Θ_P+ΔΘ_P：

2.根据权利要求1所述的基于平衡飞行理论的运载火箭轨道高度保持控制方法，其特征在于，步骤一中对火箭进行自主制导具体是：

步骤a1、对火箭运动进行动力学分析并对火箭的动力系统故障进行辨识，并获取故障模式下的推力加速度a_c的时间函数；

步骤a2、对火箭的推力加速度a_c进行判断，具体如下：

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：

其中：g₀为圆轨道引力加速度，

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；

其中：Δh为高度裕度；

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；

步骤a3、根据火箭处于平衡飞行或准平衡飞行进行自主制导。

3.根据权利要求2所述的基于平衡飞行理论的运载火箭轨道高度保持控制方法，其特征在于，所述步骤三中：

引入高度控制后，将带来控制加速度倾角的变化，得到表达式29)：

a_csin(Θ_P+ΔΘ_P)＝a_csinΘ_P+Δa_{c_r} 29)；

由表达式29)，考虑ΔΘ_P为小量，由三角函数的等价变化得到表达式30)，用于计算考虑轨道高度保持控制的加速度倾角附加控制量。