[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

说明书

本发明公开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，首先，基于平衡理论(包含平衡飞行和准平衡飞行等模式)对火箭进行自主制导控制；其次，获取加速度径向附加控制量；最后，根据加速度径向附加控制量获得加速度倾角附加控制量，继而获得考虑轨道高度保持控制的推力加速度倾角。该控制方法具有精度高、计算量小的特点，且可以满足箭载计算机实时计算的工程应用需求，实用性强。

技术领域

本发明涉及航天航空技术领域，具体涉及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。

背景技术

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。

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。

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，目前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。

因此，基于航天系统中运载火箭的设计余量和入轨能力，针对运载火箭遭遇推力异常的非致命发动机故障等未预期情况，研究运载火箭的自主智能故障处置的关键之一(轨道高度保持控制问题)具有重要意义。

发明内容

本发明提供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，具体技术方案如下：

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，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}：