【技术实现步骤摘要】
本专利技术属液体运载火箭，尤其涉及一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法。
技术介绍
1、在国内外航天史上，火箭发射失利时有发生，其中以发动机动力系统故障最为频繁。而动力系统故障导致的发射失利都有可能利用先进制导控制技术得以补救挽回。三级液体火箭在三级一次飞行段出现较大推力故障时，现有制导系统没有制导重构能力，三级一次飞行程序角将出现较大偏差，影响后续滑行段无法按照现有关机量进行制导控制问题，由此导致飞行失败。
技术实现思路
1、本专利技术的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，可在三级一次飞行段发动机推力下降时进行制导重构，解决三级一次飞行程序角偏差大，影响后续滑行段无法关机控制问题，提高系统适应性。
2、为了解决上述技术问题，本专利技术公开了一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，包括：
3、根据理论参数，计算得到发动机理论过载δw；
4、根据惯性测量组合视速度增量，计算得到视加速度估计值
5、根据δw和进行制导重构。
6、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，理论参数，包括：三级一次火箭初始质量mmf0、三级一次发动机秒耗量dmcd_mf、三级一次目标轨道真近点角ω、三级一次发动机理论推力pmf、近地点幅角f、轨道周期tobt和滑行段时间th。
7、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导
8、根据mmf0和dmcd_mf，计算得到三级一次飞行中t时刻火箭质量mmf；
9、根据pmf和mmf，计算得到发动机理论过载δw：
10、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，mmf的计算公式为：mmf＝mmf0-dmcd_mf·t。
11、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，的计算公式为：其中，δtp表示视加速度累积时间，表示惯性测量组合视速度增量。
12、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，δtp＝2s。
13、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，根据δw和进行制导重构，包括：
14、当时，采用本时刻三个方向速度矢量vx、vy和vz，计算得到制导俯仰程序角和制导偏航程序角ψcx；并根据和ψcx进行后续制导控制；
15、根据ω、f、th和tobt，计算得到纬度幅角u；
16、采用纬度幅角u作为滑行段关机量，由此完成制导重构进行制导控制。
17、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，的计算公式为：
18、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，ψcx的计算公式为：
19、在上述基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法中，u的计算公式为：u＝ω+f+th/tobt·(2π)。
20、本专利技术具有以下优点：
21、(1)本专利技术公开了一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，可在三级一次飞行段发动机推力下降时进行制导重构，解决三级一次飞行程序角偏差大，影响后续滑行段无法关机控制问题，提高系统适应性。
22、(2)本专利技术公开了一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，算法实时计算自适应性强。
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1.一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，理论参数，包括：三级一次火箭初始质量Mmf0、三级一次发动机秒耗量dmCD_mf、三级一次目标轨道真近点角ω、三级一次发动机理论推力Pmf、近地点幅角f、轨道周期Tobt和滑行段时间Th。
3.根据权利要求2所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，根据理论参数，计算得到发动机理论过载δW，包括：
4.根据权利要求3所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，Mmf的计算公式为：Mmf＝Mmf0-dmCD_mf·t。
5.根据权利要求1所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，的计算公式为：其中，Δtp表示视加速度累积时间，表示惯性测量组合视速度增量。
6.根据权利要求5所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，Δtp＝2s。
7.根据
8.根据权利要求7所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，的计算公式为：
9.根据权利要求7所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，ψcx的计算公式为：
10.根据权利要求7所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，u的计算公式为：u＝ω+f+Th/Tobt·(2π)。
...【技术特征摘要】
1.一种基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，理论参数，包括：三级一次火箭初始质量mmf0、三级一次发动机秒耗量dmcd_mf、三级一次目标轨道真近点角ω、三级一次发动机理论推力pmf、近地点幅角f、轨道周期tobt和滑行段时间th。
3.根据权利要求2所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，根据理论参数，计算得到发动机理论过载δw，包括：
4.根据权利要求3所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨道的制导重构方法，其特征在于，mmf的计算公式为：mmf＝mmf0-dmcd_mf·t。
5.根据权利要求1所述的基于发动机推力故障和三级一次目标轨...
【专利技术属性】
技术研发人员：徐帆，陈曦，曹洁，张惠平，尚腾，禹春梅，程晓明，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：
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