一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法与流程

本发明属于制导控制系统领域，具体涉及一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法。

背景技术：

小推力发动机一般在火箭的末速修正段使用，用于精确的控制火箭的入轨速度，实现火箭精确的进入预定轨道。在火箭飞行过程中如果该发动机的催化剂性能失效等情况出现，会导致产生推力下降故障，从而影响火箭的入轨精度，因此，针对该问题，需要对推力下降故障进行飞行时间影响的能力评估，为后续变更控制策略、实现准确入轨提供基础。

目前还未有针对小推力发动机推力下降故障模式的能力评估。本方法利用控制系统自身信息，不需要使用外系统信息，只需修改飞行软件即可实现，避免了硬件设备改造，节省了研制成本。

技术实现要素：

本发明解决飞行过程中小推力发动机出现推力下降故障后，对飞行时间影响的能力评估方法。

工作原理：火箭配置小推力发动机进行轨道控制，当发动机出现推力下降故障时，计算火箭轴向推力剩余程度，进行针对飞行时间的能力评估，根据轴向推力剩余程度选择是否进行剩余飞行时间预测，在需要进行预测的情况下，计算出剩余飞行时间，根据剩余飞行时间与理论剩余飞行时间，评估出是否需要改变后续的控制策略。

一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法，包括如下步骤：

(1)计算发动机轴向推力剩余程度d；

(2)对发动机轴向推力剩余程度d进行故障严重程度分级评判；

(3)剩余飞行时间ts预测计算；

(4)理论剩余飞行时间tsl计算；

(5)剩余飞行时间ts与理论剩余飞行时间tsl进行比较。

进一步的，所述步骤(1)所述的发动机轴向推力剩余程度其中nx1为实际飞行过载，nx1＝δwx1/δt，δwx1为捷联惯组在δt时间内测量得到的轴向视速度增量，δt为导航计算周期，为理论飞行过载标准值。

进一步的，所述步骤(2)还包括如下步骤：

(1)当发动机轴向推力剩余程度d的取值范围在100％>d≥80％，不需要进行能力评估；

(2)当80％>d≥10％，进行能力评估，对剩余飞行时间预测；

(3)当d<10％，火箭无推力，不需要进行能力评估，按火箭预先设定的时序完成相应的动作。

进一步的，所述步骤(3)剩余飞行时间其中为理论关机量，kw为当前控制周期计算的实际关机量；t＝5s，5s时间内kw的计算误差对ts的影响小于5％；δkw1为t时间内的关机量增量，采用滚动累计。

进一步的，所述步骤(4)中理论剩余飞行时间tsl＝[txd-(t-tk)]*k1，txd为相对定时关机时间，t为以起飞为零点的当前飞行时间，tk为前一飞行段计算机关机时间，k1为评估系数，将当前剩余飞行时间的90％用于能力评估，取值为0.9。

进一步的，所述步骤(5)剩余飞行时间ts与理论剩余飞行时间tsl进行比较，当ts＞tsl时，需要后续改变轨道控制策略，否则，保持当前轨道控制策略。

本发明的有益效果：

(1)本发明利用需要剩余飞行时间和理论剩余飞行时间的关系，实现了针对飞行时间的能力评估；

(2)本发明利用控制系统自身信息，不需要使用外系统信息，只需修改飞行软件即可实现，避免了硬件设备改造，节省了研制成本；

(3)本发明针对小推力发动机，利用一定时间段内的关机量信息进行能力评估，消除了量化误差、惯组工具误差等干扰对能力评估的影响，大大提高了评估的准确度。

附图说明

图1一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法流程图。

具体实施方式

除了下面所述的实施例，本发明还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本发明并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。当这里只介绍一个实施例时，权利要求并不局限于该实施例。

一种针对小推力发动机推力下降故障的能力评估方法，当发动机出现推力下降故障时，针对飞行时间的能力评估方法具体如下：

(1)计算发动机轴向推力剩余程度d：

其中nx1为实际飞行过载，nx1＝δwx1/δt，δwx1为捷联惯组在δt时间内测量得到的轴向视速度增量，δt为导航计算周期，为理论飞行过载标准值，转入步骤(2)；

(2)进行故障严重程度分级评判：

当发动机轴向推力剩余程度d的取值范围在100％>d≥80％，表明剩余推力较多，故障程度很轻，现有的能力依然可以保证正常入轨，不需要进行能力评估；当80％>d≥10％，认为剩余推力较小，属于程度较重的二级故障，转入步骤(3)进行需要剩余飞行时间预测；当d<10％，火箭无推力，属于程度严重的一级故障，不需要进行能力评估，按火箭预先设定的时序完成相应的动作即可；

(3)剩余飞行时间ts预测计算：

其中为理论关机量，kw为当前控制周期计算的实际关机量；t＝5s(5s时间内kw的计算误差对ts的影响小于5％)；δkw1为t时间内的关机量增量，采用滚动累计；

(4)理论剩余飞行时间tsl计算：

tsl＝[txd-(t-tk)]*k1，txd为相对定时关机时间，t为以起飞为零点的当前飞行时间，tk为前一飞行段计算机关机时间，k1为评估系数，取值为0.9(考虑计算误差的影响后将当前剩余飞行时间的90％用于能力评估)；

(5)剩余飞行时间ts与理论剩余飞行时间tsl进行比较：ts＞tsl，需要后续改变轨道控制策略，否则，保持当前轨道控制策略。

对于上述本发明所提出的方法，还可以在不脱离本发明内容上作出各种改进，因此本发明的保护范围应该由所附的权利要求书内容确定。