[发明专利]航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置

说明书

本申请提供了一种航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置，制导方法包括以下步骤：根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲；利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角。本申请能够提高迭代制导算法对发动机推力下降故障的适应能力，提高制导精度，提高航天运载器在发动机推力下降故障情况下完成飞行任务的能力。

技术领域

本申请属于航天运载器控制技术领域，具体涉及一种航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置。

背景技术

航天运载器作为进入太空的交通工具，其研制、生产和发射费用很高，如果为其提供动力的发动机出现故障，则极易导致发射飞行任务的失败，且损失巨大。为此，提高发动机推力部分下降情况下航天运载器完成飞行任务的能力，是航天运载器研制中急需解决的关键技术之一。

迭代制导方法是以当前状态为初值、以入轨点状态为目标，以推进剂消耗最少作为性能指标的最优控制方法，它可以根据航天运载器的飞行状态实时调整飞行路径，具有一定的自适应能力。在传统的迭代制导算法中，与发动机相关的参数采用常值，然而发动机实际出现推力下降故障时，发动机的关键参数往往具有较大的变化，因此传统的采用常值参数的迭代制导方法具有一定的局限性，对发动机推力下降故障适应能力不足。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种航天运载器的自适应迭代制导方法，其包括以下步骤：

根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲；

利用实时更新的发动机的等效比冲自适应调整迭代制导算法中与发动机工作状态相关的参数，获得适应发动机推力下降故障的飞行程序角。

上述航天运载器的自适应迭代制导方法中，所述根据惯性测量组合的测量信息实时更新发动机的等效比冲的过程为：

选取等效比冲估计周期数，当前周期小于等效比冲估计周期数时，将发动机正常状态的比冲作为当前周期的等效比冲，将发动机正常状态的秒耗量作为当前周期的等效秒耗量；

当前周期大于或等于等效比冲估计周期数时，根据航天运载器的初始质量、当前周期以及当前周期的等效秒耗量，计算等效比冲估计系数；

利用惯性测量组合的测量信息进行导航计算，得到航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差；

利用等效比冲估计系数以及航天运载器飞行过程中的视速度与标准弹道视速度的偏差对当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量进行估计；

利用当前周期的等效比冲偏差和等效秒耗量以及发动机正常状态的比冲和秒耗量对当前周期的等效比冲和等效秒耗量进行更新。

进一步地，所述当前周期大于或等于等效比冲估计周期数时，根据航天运载器的初始质量、当前周期以及当前周期的等效秒耗量，计算等效比冲估计系数的过程为：

对齐奥尔科夫斯基公式进行泰勒展开，得到视速度增量为：

，

对视速度增量的表达式进行简化，得到：

，

式中，表示视速度，表示等效比冲，表示等效比冲偏差，表示等效秒耗量，表示等效秒耗量偏差；系数a和b为：

，

根据简化后的视速度增量的表达式，计算得到第周期的视速度增量，为：

；