轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及飞行器离轨制动技术领域，特别涉及一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置。方法包括：到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；当第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；第一轨控发动机的推力小于第二轨控发动机；若否，则基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，二次规划剩余制动脉冲和第二离轨制动点，以保证飞行器能够利用第二轨控发动机继续执行剩余脉冲。本方案，可以对第一轨控发动机进行在轨诊断，以在诊断出第一轨控发动机故障后，快速二次规划出可行的制动策略，确保故障情况下仍然可以高精度离轨返回。度离轨返回。度离轨返回。

【技术实现步骤摘要】
轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置


[0001]本专利技术实施例涉及飞行器离轨制动
，特别涉及一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置。

技术介绍

[0002]可重复使用飞行器在完成空间任务后，还需确保能够顺利返回。在进入大气层前，飞行器需要从在轨轨道进行离轨制动，完成离轨制动后飞行器经过空间滑行到达再入点。可重复使用飞行器与飞船返回相比因为其需要更强的自主性、快速机动性，同时对地面站的使用有很多的限制，所以有可能导致地基和天基测控资源没法全方位全时段的监视飞行，这就导致如果其采用神舟飞船地面规划星上执行的策略存在较多的使用约束，极大限制了其自主性和快速机动性，因此，可重复使用飞行器的离轨制动最好采用星上在轨自主规划的策略。
[0003]另外，离轨制动所需的轨控发动机一般具有有限的使用次数，长时间的在轨运行和多次轨控后，可能会发生单机故障或性能异常的情况。为了保证离轨制动的故障容错，飞行器上通常会配备推力大小不一样的两类轨控发动机。因此，在轨诊断出一种轨控发动机出现问题后，怎么快速的切换利用剩下的轨控发动机执行离轨制动脉冲，这点对天地往返飞行器的自主离轨制动返回成功至关重要。
[0004]然而，传统的自主离轨制动控制方法并没有涉及轨控发动机的在轨诊断，以及诊断出故障后如何快速二次规划出剩余脉冲的离轨制动方法。因此，传统的自主离轨制动控制方法的实用性较差，难以实现可重复使用飞行器在轨控发动机故障下的高精度离轨返回。
[0005]因此，亟需一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法。

技术实现思路

[0006]为了解决传统的自主离轨制动控制方法的实用性较差，难以实现可重复使用飞行器在轨控发动机故障下的高精度离轨返回的问题，本专利技术实施例提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置。
[0007]第一方面，本专利技术实施例提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法，方法包括：到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对所述第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；当所述第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，所述第一轨控发动机的推力小于所述第二轨控发动机；若是，则直接利用所述第二轨控发动机根据所述开机占空比执行间歇开机；若否，则基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；
基于所述第二离轨制动点的位置信息和制动角，对所述飞行器进行姿态调整，以在到达所述第二离轨制动点时，基于所述开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制所述第二轨控发动机执行剩余脉冲。
[0008]第二方面，本专利技术实施例还提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制装置，装置包括：诊断单元，用于到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对所述第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；判断单元，用于当所述第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，所述第一轨控发动机的推力小于所述第二轨控发动机；第一制动单元，用于若是时，直接利用所述第二轨控发动机根据所述开机占空比执行间歇开机；规划单元，用于若否时，基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；第二制动单元，用于基于所述第二离轨制动点的位置信息和制动角，对所述飞行器进行姿态调整，以在到达所述第二离轨制动点时，基于所述开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制所述第二轨控发动机执行剩余脉冲。
[0009]第三方面，本专利技术实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例所述的方法。
[0010]第四方面，本专利技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法。
[0011]本专利技术实施例提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置，通过对第一轨控发动机进行在轨诊断，在诊断出第一轨控发动机故障后，先基于第二轨控发动机预先设置的开机占空比与占空比阈值的关系，判断是否可以直接开启第二轨控发动机，使第二轨控发动机按照开机占空比直接进行间歇制动；当第二轨控发动机的开机占空比大于等于占空比阈值时，基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，二次规划剩余制动脉冲和第二离轨制动点，以利用第二轨控发动机继续执行剩余脉冲。因此，本方案可以对第一轨控发动机进行在轨诊断，以在诊断出第一轨控发动机故障后，快速二次规划出可行的制动策略，确保飞行器在轨控发动机故障情况下仍然可以高精度离轨返回。
附图说明
[0012]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0013]图1是本专利技术一实施例提供的一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法的流程图；图2是本专利技术一实施例提供的仿真实验下制动速度增量变化曲线图；
图3是本专利技术一实施例提供的一种计算设备的硬件架构图；图4是本专利技术一实施例提供的一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制装置结构图。
具体实施方式
[0014]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0015]下面描述以上构思的具体实现方式。
[0016]请参考图1，本专利技术实施例提供了一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法，该方法包括：步骤100，到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；步骤102，当第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，第一轨控发动机的推力小于第二轨控发动机；步骤104，若是，则直接利用第二轨控发动机根据开机占空比执行间歇开机；步骤106，若否，则基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；步骤108，基于第二离轨制动点的位置信息和制动角，对飞行器进行姿态调整，以在到达第二离轨制动点时，基于开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制第二轨控发动机执行剩余脉冲。
[0017]本专利技术实施例中，通过对第一轨控发动机进行在轨诊断，在诊断出第一轨控发动机故障后，先基于第二轨控发动机预先设置的开机占空比与占空比阈值的关系，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法，其特征在于，包括：到达第一离轨制动点时，利用第一轨控发动机进行离轨制动，同时对所述第一轨控发动机是否故障进行在轨诊断；当所述第一轨控发动机故障时，判断第二轨控发动机的开机占空比是否小于占空比阈值；其中，所述第一轨控发动机的推力小于所述第二轨控发动机；若是，则直接利用所述第二轨控发动机根据所述开机占空比执行间歇开机；若否，则基于飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角；基于所述第二离轨制动点的位置信息和制动角，对所述飞行器进行姿态调整，以在到达所述第二离轨制动点时，基于所述开机占空比和剩余制动脉冲规划值，控制所述第二轨控发动机执行剩余脉冲。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，是通过如下方式对所述第一轨控发动机进行在轨诊断的：针对每一个诊断周期，均执行：将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，同时记录当前诊断周期的开始星时；在当前诊断周期的每一个控制周期，均对所述标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量进行累加计算，并实时判断每一个控制周期下标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值是否大于等于故障诊断阈值；当标称累计速度增量和实际累计速度增量的差值的绝对值大于等于故障诊断阈值，且大于等于故障诊断阈值的累计时间超过时间阈值时，确定所述第一轨控发动机故障；否则，则继续对当前诊断周期的每一个控制周期进行故障诊断，直至实时星时与当前诊断周期的开始星时的差值大于等于所述诊断周期的周期时长时，跳转执行所述将标称累计速度增量和加速度计测量的实际累计速度增量清零，以开始下一个诊断周期。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，每一个控制周期时所述标称累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：式中，为当前控制周期的标称累计速度增量，为上一控制周期的标称累计速度增量，为当前的标称加速度，为控制周期的时长；每一个控制周期时加速度计测量的实际累计速度增量是通过如下方式进行累加计算的：式中，为当前控制周期的实际累计速度增量，为上一控制周期的实际累计速度增量，为加速度计测量的实际加速度，为控制周期的时长。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，对剩余脉冲进行二次规划，以确定第二离轨制动点的位置信息、剩余制动脉冲规划值和制动角，包括：
基于所述飞行器的当前轨道信息和目标再入点信息，确定过渡轨道信息；其中，当前轨道信息包括当前轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角；所述过渡轨道信息包括过渡轨道的平均轨道根数半长轴、平均轨道偏心率和平均轨道近地点幅角；将当前轨道与过渡轨道的交点确定为第二离轨制动点，以基于在交点处两条轨道的飞行器地心距和纬度幅角均相等的条件，利用当前轨道信息和所述过渡轨道信息建立方程组，求解所述第二离轨制动点的纬度幅角和飞行器地心距；基于当前轨道信息、过渡轨道信息和所述第二离轨制动点的纬度幅角，分别确定离轨制动前和离轨制动后的切向速度分量和法向速度分量，以得到剩余制动脉冲规划值；基于所述剩余制动脉冲规划值，确定所述飞行器的制动角。5.根据权利要求4所述的方法，...

【专利技术属性】
技术研发人员：李毛毛，龚宇莲，张海博，常亚菲，何英姿，李川，孙帅，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：