基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法与流程

本发明属于运载火箭飞行控制技术领域，具体涉及基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法。

背景技术：

动力系统故障是引发飞行失利的最重要因素，液体运载火箭动力系统典型的故障模式是造成推力下降或消失，不足以为飞行箭体提供足够推进动力，最终在自身重力的作用下坠毁。

火箭动力系统为火箭飞行持续提供推进剂和推进动力，推力在时间的累积下为冲量，依据动量定理冲量转化为箭体的动量。在液体火箭子级发动机工作时段内，若典型故障发生，则子级发动机推力减小或降为零，造成火箭子级为飞行提供的总冲量损失，表现为火箭动量增量的损失；与此同时，故障子级的重力作用持续拖拽飞行箭体，重力冲量抑制火箭加速。针对液体火箭模块推力下降或消失的典型故障模式，亟待设计出逻辑简单、普适性强、行之有效的故障隔离措施。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法，能够最大程度地避免飞行故障引发的损失，大幅提升火箭智能化水平和典型故障适应能力，改善火箭飞行安全性和可靠性。

本发明是通过下述技术方案实现的：

一种基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法，包括以下步骤：

获取液体火箭的飞行状态参数；

将所述飞行状态参数输入特定故障诊断器进行飞行异常诊断；

若飞行状态为飞行异常时，进行预设典型故障判定；

若判定为典型故障时，进行隔离条件满足情况判定；

若满足隔离条件时，则进行故障隔离动作，关闭故障子级发动机并分离故障子级发动机；

重新优化航天器的入轨弹道完成后续飞行，若航天器满足入轨精度入轨则故障规避成功，若不满足入轨精度入轨后则通过自身变轨进入预定轨道。

更进一步地，在进行预设典型故障判定的步骤中，所述典型故障为动力系统的推力下降。

更进一步地，所述典型故障为推力消失。

更进一步地，在进行预设典型故障判定的步骤中，所述典型故障为发动机启动以后推进剂泄漏。

更进一步地，在进行预设典型故障判定的步骤中，所述典型故障为发动机启动以后涡轮泵损坏。

更进一步地，在进行隔离条件满足情况判定步骤中，所述隔离条件为子级发动机的无故障工作时间大于允许关机时间。

更进一步地，在重新优化航天器的入轨弹道完成后续飞行的步骤中，通过迭代制导方式调整入轨弹道。

有益效果：

本发明的基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法，通过特定故障诊断器对液体火箭飞行状态参数进行诊断，当出现典型故障且满足隔离条件时进行故障隔离动作，提前关闭故障子级发动机并分离故障子级发动机，使航天器入轨完成后续飞行；尤其是对于子级发动机工作时段故障发生较晚、总冲损失不多，在火箭剩余推进剂能量和可提供的冲量可以满足航天器进入较低轨道需求的情况下，飞行箭体在动力学上具备可挽救的基本条件，能够最大程度地避免飞行故障引发的损失，大幅提升火箭智能化水平和典型故障适应能力，改善火箭飞行安全性和可靠性。上述方法应用前景可观，可应用于液体火箭飞行控制，在典型故障模式下，对于降低火箭故障影响、提升飞行可靠性、挽救飞行任务损失具有重大意义。

附图说明

图1为本发明的基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法的流程图；

图2为本发明的基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法的工作原理图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

针对运载火箭飞行故障，及时采取在线健康管理措施或可避免运载火箭坠毁失利的发生。在线健康管理适用于火箭飞行阶段，是针对飞行故障的实时应对手段，旨在通过采取故障诊断、故障隔离以及后续在线规划和补救措施来降低故障影响程度或防止事故发生，最大程度挽救任务损失。

本实施例提供了一种基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法，针对液体火箭在飞行过程中发生推力下降或推力消失的典型故障情形，采用故障隔离及后续补救措施，参见附图1，包括以下步骤：

步骤s10，获取液体火箭的飞行状态参数；可以通过传感器获取液体火箭的各个子级发动机的各种运行参数，如：推力、时间等；

步骤s20，将所述飞行状态参数输入特定故障诊断器进行飞行异常诊断；根据获取的飞行状态参数与预设的状态参数进行对比，当飞行状态参数不满足预设的状态参数值范围，则判断液体火箭的飞行状态为异常状态；故障检测是在线健康管理的基础，通过箭上测量参数的实时监测判断火箭飞行状态正常与否，可通过基于历史包络、知识辅助、预设模型、规则推理、先验信息、人工智能等多种手段实现故障诊断；

步骤s30，若飞行状态为飞行异常时，进行预设典型故障判定；在进行预设典型故障判定的步骤中，所述典型故障可以为动力系统的推力下降、动力系统的推力消失、发动机启动以后推进剂泄漏或者发动机启动以后涡轮泵损坏；

步骤s40，若判定为典型故障时，进行隔离条件满足情况判定；在进行隔离条件满足情况判定步骤中，所述隔离条件为子级发动机的无故障工作时间大于允许关机时间；

步骤s50，若满足隔离条件时，则进行故障隔离动作，关闭故障子级发动机并分离故障子级发动机；故障隔离是针对在线故障采取的必要动作，目的是切断已发生故障继续传播、演化，防止引发更多更大次生故障；

步骤s60，重新优化航天器的入轨弹道完成后续飞行，若航天器满足入轨精度入轨则故障规避成功，若不满足入轨精度入轨后则通过自身变轨进入预定轨道；在重新优化航天器的入轨弹道完成后续飞行的步骤中，可以通过迭代制导方式调整入轨弹道。

上述在线健康管理方法的核心是故障隔离，故障隔离策略是液体火箭故障子级发动机的提前关机与分离，故障隔离策略适用的典型场景是推力不足，故障隔离策略的前提是液体火箭推进剂剩余能量满足进入空间基本需求，故障隔离策略的本质是及时摆脱故障模块重力影响、依靠卫星自身携带推进剂能量弥补火箭能量损失；故障隔离策略的适用性较为广泛，满足所有类型液体推进剂火箭模块的健康管理需求；故障隔离策略的灵活性在于仅针对特定故障现象，无需确定故障产生原因，降低了故障诊断的门槛。

与现有液体火箭飞行控制技术相比，通过引入故障检测、提前关机和分离、迭代制导与自身变轨的在线健康管理策略，可适应允许关机后的动力故障工况，使得火箭在故障情况下具备了再生能力，最大可能地避免了飞行失利。

上述在线健康管理方法能够最大程度地避免飞行故障引发的损失，大幅提升火箭智能化水平和典型故障适应能力，改善火箭飞行安全性和可靠性。上述方法应用前景可观，可应用于液体火箭飞行控制，在典型故障模式下，对于降低火箭故障影响、提升飞行可靠性、挽救飞行任务损失具有重大意义。

下面采用具体实施例进行详细说明。

实施例1

运载火箭为两级构型，各级构型均采用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，一级火箭的海平面推力为300t，工作时间为145s，二级火箭的真空推力为75t，工作时间为160s，二级火箭游机推力为5t，工作时间为500s，700公里太阳同步轨道运载能力1.2t。当火箭起飞100s后一级火箭发动机的参数异常，经故障诊断判定为发动机推力消失，一级火箭发动机允许关机时间为140s，此时，典型故障隔离条件不满足，一级火箭提前关机和分离措施无法避免任务失利，发射任务失败。

实施例2

运载火箭为两级构型，各级构型均采用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，一级火箭的海平面推力为300t，工作时间为145s，二级火箭的真空推力为75t，工作时间为160s，二级火箭游机的推力为5t，工作时间为500s，700公里太阳同步轨道运载能力1.2t。当火箭起飞143s后一级火箭发动机参数异常，经故障诊断判定为发动机推力消失，一级火箭发动机允许关机时间为140s，满足典型故障隔离条件，一级火箭启动提前关机和分离措施，迭代制导后可完成入轨，根据运载火箭余量设计可将航天器送入预定轨道，故障规避成功，发射任务成功。

实施例3

运载火箭为两级构型，各级构型均采用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，一级火箭的海平面推力为300t，工作时间为145s，二级火箭的真空推力为75t，工作时间为160s，二级火箭游机的推力为5t，工作时间为500s，700公里太阳同步轨道运载能力1.2t。当火箭起飞141s后一级火箭发动机参数异常，经故障诊断判定为发动机推力消失，一级火箭发动机允许关机时间为140s，满足典型故障隔离条件，一级火箭启动提前关机和分离措施，迭代制导后可进入较低轨道，航天器可通过自身变轨进入预定轨道，故障规避成功，发射任务基本成功。

实施例4

运载火箭为两级半构型，捆绑四个助推器，各模块均采用液氧煤油推进剂，单枚助推器的海平面推力为120t，工作时间为173s，一级火箭的海平面推力240t，工作时间185s，二级火箭的真空推力为72t，工作时间为400s，700公里太阳同步轨道运载能力5.5t。当火箭起飞170s后四台助推器发动机参数异常，经故障诊断判定为发动机推力消失，助推器发动机允许关机时间为168s，满足典型故障隔离条件，四枚助推器启动提前关机和分离措施，迭代制导后可进入较低轨道，航天器可通过自身变轨进入预定轨道，故障规避成功，发射任务基本成功。

实施例5

运载火箭为三级构型，一二级火箭采用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，三级火箭采用液氢液氧推进剂，一级火箭的海平面推力为300t，工作时间为146s，二级火箭的真空推力为75t，工作时间为123s，三级火箭的推力为16t，具备两次起动能力，第一次起动工作时间320s，滑行时间600s，第二次起动工作时间120s，标准地球同步转移轨道运载能力2.6t。当火箭起飞267s后二级火箭发动机参数异常，经故障诊断判定为发动机推力消失，二级火箭发动机允许关机时间为120s，满足典型故障隔离条件，二级火箭启动提前关机和分离措施，迭代制导后可进入200公里近地轨道，航天器可通过自身变轨进入预定轨道，故障规避成功，发射任务基本成功。

图2示意了基于液体火箭子级发动机提前关机的在线健康管理方法的工作原理图，其中，t0为运载火箭液体子级开机时刻，t1、t2为不满足故障隔离条件的关机和分离时刻，t3为子级允许关机时刻，t4、t5为满足故障隔离条件的关机和分离时刻，t6为子级预设关机时刻，t7为子级预设分离时刻。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。