[發明專利]一種探月飛船跳躍式再入的在線參數辨識方法

有效

• 申請號: 201410019093.2
• 申請日: 2014-01-16
• 公開（公告）號: CN103708045A
• 公開（公告）日: 2014-04-09
• 發明（設計）人: 張洪波;羅宗富;曾亮;湯國建
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: B64G1/62
• 分類號: B64G1/62;B64G1/24
• 代理公司: 長沙正奇專利事務所有限責任公司 43113
• 代理人: 馬強

技術領域

本發明涉及制導控制技術領域，可應用于探月飛船跳躍式再入的制導，尤其涉及一種探月飛船跳躍式再入的在線參數辨識方法。

背景技術

探月飛船返回再入地球時，到達大氣層邊界的初始狀態與近地航天器返回有很大不同，最明顯的特征是探月飛船的再入速度更大，達到11km/s，而近地航天器的再入速度一般約為7.8km/s。這一高速再入條件使得再入軌跡對大氣和氣動參數誤差更加敏感，再入過程中的動力學耦合更加嚴重，飛船受到的動壓、熱流以及過載變化更加劇烈，這都要求再入制導算法具有更強的魯棒性。研究表明：采用跳躍式再入方式能夠降低再入過程中的過載與熱流峰值，減小飛船結構與防熱系統的設計壓力；同時，可以增加再入航程，提高著陸場選擇的靈活性。因此，探月飛船再入時一般選擇跳躍式再入方式，如美國的“阿波羅”飛船、成員探測飛行器（CEV）等。

根據跳躍式再入過程中高度的變化，可以將整個再入過程分為三段：一次再入段、大氣層外開普勒段和二次再入段（附圖2）。在大氣層外的開普勒段，飛船無法借助氣動力控制航程，二次再入段的航程控制能力也十分有限，因此再入的精度控制關鍵在于一次再入段，也就是說保證一次再入段的末端精度是制導算法的核心。探月飛船穿越地球大氣時受到諸多誤差因素的影響，包括初始狀態誤差、大氣密度誤差、氣動參數誤差、質量誤差、導航誤差、執行誤差等，其中氣動參數和大氣密度兩項誤差是主要影響因素。因此，制導過程中需要嚴格抑制這兩類誤差的擴散，并通過相關算法在制導律中予以補償。本發明考慮采用數值預測-校正制導方法來導引探月飛船順利返回地面。

盡管數值預測-校正制導算法具有較強的魯棒性，但當誤差超過一定范圍時同樣很難達到期望的精度，氣動參數和大氣密度誤差較大時尤為明顯。因此，采用誤差辨識算法辨識實際誤差，并將辨識結果反饋到制導算法中十分必要。研究表明，氣動參數的誤差取決于地面風洞試驗和數值模擬的準確性，再入過程中該項誤差變化幅度不大，尤其是在高馬赫數下可近似為常值偏差。大氣密度誤差則隨太陽活動、季節、緯度、晝夜等參數變化，通過不同觀測手段和理論分析獲得的經驗大氣密度模型在應用時的效果并不理想。一般情況下，大氣密度誤差可以看作高度H的函數，即K_ρ=f(H)，K_ρ為實際大氣密度與標準大氣密度之比。因此，在不額外增加傳感器的前提下，利用現有的船載測量設備來辨識氣動參數和大氣密度偏差，并反饋到制導算法中，從而增加算法的魯棒性和精度具有重要的工程意義。。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是，針對現有技術不足，提供一種探月飛船跳躍式再入的在線參數辨識方法，克服探月飛船氣動系數和大氣密度偏差的干擾，提高數值預測-校正再入制導方法的魯棒性和精度，更好地適應真實大氣模型，從而更好地指導探月飛船飛行。

為解決上述技術問題，本發明所采用的技術方案是：一種探月飛船跳躍式再入的在線參數辨識方法，該方法為：

1）當探月飛船高度下降到H_max時，開始再入制導，設定大氣密度比例因子的初始估計值和飛船升阻比的初始估計值

2）從再入制導的第一個制導周期起始時刻t_1,1至一次再入躍起點時刻t_N,1的時間段內，在該時間段中的任一個制導周期起始時刻t_k,1，執行以下步驟：

2a）設當前時刻為t_k,1，測量得到t_k,1時刻探月飛船的視加速度根據慣性導航原理得到探月飛船t_k,1時刻的飛行高度H_k,1和高度變化率根據計算得到t_k,1時刻探月飛船阻力加速度的測量值D_{m_k,1}和升力加速度的測量值L_{m_k,1}，進而得到t_k,1時刻升阻比的測量值

2b）由阻力加速度的測量值D_{m_k,1}計算t_k,1時刻大氣密度的估計值ρ_{m_k,1}，根據探月飛船t_k,1時刻的水平高度H_k,1求出t_k,1時刻標稱大氣模型的大氣密度ρ_{0_k,1}，從而得到探月飛船t_k,1時刻的大氣密度比例因子

2c）濾除大氣密度比例因子和飛船升阻比的高頻噪聲，得到t_k,1時刻大氣密度比例因子的估計值和探月飛船升阻比的估計值