【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种，属于航天 飞行器轨控发动机高精度控制，发动机推力高精度跟踪制导指令
。
技术介绍
开关式轨控发动机由于其实现简单，工作可靠被广泛应用到航天飞行器中。实际 中航天飞行器常常使用开关式轨控发动机。开关式轨控发动机产生推力来跟踪制导指令。 马克茂等在《宇航学报》2011年02期发表的导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实 现介绍了一种轨控发动机控制方法。在该方法中认为发动机动态特性中的上升时间和下 降时间很短，可以忽略不计，将发动机动态特性理想成为矩形脉冲形式。 可以看到对飞行器开关式轨控发动机的控制存在两点不足。第一，未考虑发动机 的动态特性，包括延迟时间，上升时间和下降时间。第二，发动机输出的力是固定值或者为 零。实际中一些航天飞行器发动机的延迟，上升和下降时间相对于控制周期来说比较长，不 能忽略掉，需要在设计中考虑发动机的动态特性。否则会影响发动机输出的力跟踪制导指 令所需力的精度。特别是在制导律输出的指令是连续变化的情况下，发动机输出的常值力 不能很好的跟踪这些指令，导致控制性能下降，精度降低。为此需要设计一种高精度的轨控 发动机控制方法，减少跟踪制导律指令的误差。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有飞行器开关式轨控发动机的控制过程中，在制导律 输出的指令为连续变化的情况下，存在发动机输出的常值力不能有效的跟踪指令，导致控 制性能下降，精度降低的问题，提出一种精确跟踪制导律指令的轨控发动机控制方法。 -种，将一号发动机、二号 发动机、三号发动机和四号发动机均匀安装在导...
【技术保护点】
一种基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法，将一号发动机、二号发动机、三号发动机和四号发动机均匀安装在导弹的质心周围，其特征在于：所述控制方法通过以下步骤实现：步骤一、将航天飞行器沿弹体坐标系分解为纵向平面和侧向平面两个平面，所述纵向平面由所述一号发动机和三号发动机控制，所述侧向平面由所述二号发动机和四号发动机控制；步骤二、首先，定义一号发动机、二号发动机、三号发动机和四号发动机中每个发动机可能具有的等效力极值情况：将发动机的控制过程分为在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定关闭状态和在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定开启状态；在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定关闭状态时：Ⅰ)若一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个一直关闭，则此发动机产生的等效力为0，Ⅱ)若在本控制周期结束时刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个刚达到稳定开启状态时，则此发动机此时产生的等效力为最小等效力，定义为最小关闭等效力Ⅲ)若在本控制周期起始刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个即开始启动，则此发动机此时产生的等效力为最大等效力，定义为最大关闭等效力...
【技术特征摘要】
1. 一种基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法，将一号发动机、二号发 动机、三号发动机和四号发动机均匀安装在导弹的质心周围，其特征在于：所述控制方法通 过以下步骤实现： 步骤一、将航天飞行器沿弹体坐标系分解为纵向平面和侧向平面两个平面，所述纵向 平面由所述一号发动机和三号发动机控制，所述侧向平面由所述二号发动机和四号发动机 控制； 步骤二、首先，定义一号发动机、二号发动机、三号发动机和四号发动机中每个发动机 可能具有的等效力极值情况：将发动机的控制过程分为在当前控制周期起始时刻发动机处 于稳定关闭状态和在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定开启状态； 在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定关闭状态时： I )若一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个一直关闭，贝1J此发 动机产生的等效力为0， II) 若在本控制周期结束时刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中 的一个刚达到稳定开启状态时，则此发动机此时产生的等效力为最小等效力，定义为最小 关闭等效力F1T， III) 若在本控制周期起始刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中 的一个即开始启动，则此发动机此时产生的等效力为最大等效力，定义为最大关闭等效力 在当前控制周期起始时刻发动机处于稳定开启状态时： I )若一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中的一个一直开启，贝1J此发 动机的等效力为发动机稳定开启时产生的推力Fs， II )若在本控制周期起始时刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中 的一个即开始关闭，则此发动机此时产生的等效力为最小等效力，定义为最小开启等效力 77 mm ， III)若在本控制周期结束时刻一号发动机、二号发动机、三号发动机或四号发动机中 的一个刚达到稳定关闭状态时，则此发动机此时产生的等效力为最大等效力，定义为最大 开启等效力cr; 然后，计算每个发动机可能产生的上述等效力Gm、F:1和的值； 步骤三、根据制导指令所需力与步骤二计算得到的最小关闭等效力、最大关闭等 效力、最小开启等效力和最大开启等效力cr四个等效力的值的大小关系以及发 动机在当前控制周期起始时刻的状态，计算发动机的开启时间Tm和工作时长Tw ; 步骤四、对所述航天飞行器轨控发动机进行包括纵向平面控制过程和侧向平面控制过 程，且所述纵向平面控制过程与所述侧向平面控制过程相同；其中，所述纵向平面控制过程 为利用步骤三计算所得的发动机开启时间Tm和工作时长Tw对所述纵向平面的一号发动机 和三号发动机进行控制。2. 根据权利要求1所述基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法，其特 征在于：步骤二中所述最小关闭等效力％in的计算过程具体为：根据冲量等效原理，即发动机产生的推力波形在实际动态特性图中并非为严格 的矩形，存在的延迟时间用td表示、上升时间用仁表示、下降时间用tf表示、发动机控制周 期用t。表示、发动机达到稳定开启时推力用Fs表示，制导指令所需力用F。表示； 步骤二中所述最大关闭等效力的计算过程具体为：根据冲量等效原理，即步骤二中所述最小开启等效力iCin的计算过程具体为：根据冲量等效原理，即步骤二中所述最大开启等效力CTx的计算过程具体为：根据冲量等效原理，即3. 根据权利要求1或2所述基于冲量等效原理的航天飞行器轨控发动机控制方法，其 特征在于：步骤三中， 所述发动机的开启时间Tm获取过程为：在当前控制周期的起始时刻发动机为关闭时， 发动机存在被开启的可能，由此需要确定发动机的开启时间Tm ;在当前控制周期起始时刻 发动机为开启时，发动机不需再次开启，此时无发动机开启时间Tm值； 同时，定义发...
【专利技术属性】
技术研发人员：邹昕光，周荻，周成宝，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23
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