[發(fā)明專利]一種高精度離軌反向迭代制導(dǎo)方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011126055.9
• 申請日: 2020-10-20
• 公開（公告）號: CN112306075B
• 公開（公告）日: 2023-08-29
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 楊勇;張春陽;滿益明;朱如意;王征;劉剛;邵干;張建英;劉菲;尤志鵬;曹曉瑞;黃喜元;黃世勇;王騫;沈重
• 申請（專利權(quán)）人: 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

本發(fā)明一種高精度離軌反向迭代制導(dǎo)方法，包括以下步驟：(1)根據(jù)當(dāng)前位置矢量rsubgt;now/subgt;和標(biāo)稱再入速度矢量vsubgt;e/subgt;，計(jì)算得到待飛航程角、標(biāo)稱速度和標(biāo)稱再入速度方向矢量；(2)計(jì)算獲得當(dāng)前位置的積分地心距rsubgt;int?0/subgt;和vsubgt;int/subgt;為當(dāng)前位置的積分速度矢量；(3)迭代積分終點(diǎn)速度矢量；(4)計(jì)算獲得增益速度矢量vsubgt;gain/subgt;＝vsubgt;R/subgt;?vsubgt;now/subgt;；(5)設(shè)εsubgt;v/subgt;為速度閾值，若|vsubgt;gain/subgt;|εsubgt;v/subgt;，則向外輸出推力方向若|vsubgt;gain/subgt;|≤εsubgt;v/subgt;，則發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)，離軌制導(dǎo)結(jié)束。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種高精度離軌反向迭代制導(dǎo)方法，屬于可重復(fù)使用飛行器離軌制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

空天飛行器是一類新型的飛行器，穿梭跨越大氣層、往返于天地之間，飛行器兼顧航天、航空飛行器雙重特性。隨著空間技術(shù)的快速發(fā)展與空間應(yīng)用的不斷拓展，各航天大國相繼研制大量面向各種任務(wù)需求的空天飛行器，提出了大量新概念計(jì)劃，系統(tǒng)組成口趨復(fù)雜、任務(wù)口益多樣、性能水平不斷提升，自主性要求越來越高。

關(guān)于在線制導(dǎo)方法，阿波羅飛船使用叉乘制導(dǎo)律滿足了地月轉(zhuǎn)移軌道機(jī)動(dòng)、交會(huì)對接等任務(wù)要求。部分預(yù)言項(xiàng)目通過構(gòu)造哈密頓函數(shù)將離軌轉(zhuǎn)化為燃料最優(yōu)控制問題，并引入平均角速度概念進(jìn)行引力加速度線性化，獲得近圓軌道的軌道預(yù)報(bào)半解析解，解決了開普勒軌道有限推力變軌問題，但無法滿足非開普勒軌道的再入精度要求。航天飛機(jī)真空段統(tǒng)一動(dòng)力飛行制導(dǎo)律(Unified?powered?flight?guidance，UPFG)，之后改名為動(dòng)力顯式制導(dǎo)(PEG)，結(jié)合線性正切制導(dǎo)律(LTG)與高精度軌道外推方法對再入點(diǎn)條件參數(shù)偏置量進(jìn)行迭代，消除了地球J2引力攝動(dòng)對再入點(diǎn)的影響，同時(shí)滿足再入速度、再入角、再入航程等精度要求。

在單次離軌任務(wù)中，對于某個(gè)固定標(biāo)稱質(zhì)量、推力、比沖工況，離軌點(diǎn)位置通常規(guī)劃為固定值，無論是在地面規(guī)劃還是自主規(guī)劃，上述參數(shù)均存在測量偏差過大或不可測量的情況，進(jìn)而影響推進(jìn)劑消耗和再入精度。

對于大部分再入飛行器，對再入點(diǎn)位置和再入角較為敏感，而對再入點(diǎn)速度大小不敏感，同時(shí)該類飛行器離軌前總質(zhì)量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、發(fā)動(dòng)機(jī)比沖均存在較大測量偏差，無法準(zhǔn)確獲得其數(shù)值。航天飛機(jī)PEG離軌制導(dǎo)律的tgo(關(guān)機(jī)時(shí)間)計(jì)算需加速度計(jì)當(dāng)前測量值與發(fā)動(dòng)機(jī)比沖值，當(dāng)比沖偏差較大時(shí)，tgo預(yù)測偏差相應(yīng)增大。而且，在初始猜測值較為精確的條件下，PEG離軌制導(dǎo)律在一個(gè)制導(dǎo)周期中至少進(jìn)行3次高精度軌道外推，計(jì)算量較大。由于單次制動(dòng)離軌的特定任務(wù)，在燃料分配有限的條件下，再入速度變化范圍較小。若取消再入點(diǎn)速度的要求，僅約束再入點(diǎn)位置和再入角，可大幅簡化制導(dǎo)流程。

實(shí)際離軌任務(wù)的再入角偏差要求通常小于1°，考慮到導(dǎo)航和控制各自的偏差(IMU初始對準(zhǔn)殘余偏差、推力偏差、推力偏斜、比沖偏差、控制周期延時(shí)等)，制導(dǎo)部分的再入角偏差應(yīng)盡可能小。但是僅J2攝動(dòng)一項(xiàng)對近地軌道離軌再入角的影響約為0.1°，因此需充分考慮各類偏差影響并予以消除。大部分迭代制導(dǎo)方法存在關(guān)機(jī)點(diǎn)附近的需求推力方向急劇變化的情況，不利于姿態(tài)跟蹤。目前主要采用關(guān)機(jī)前若干秒保持固定姿態(tài)飛行的方法解決該問題，但會(huì)影響制導(dǎo)精度，也需要解決。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：針對空天飛行器高精度離軌需求，基于反向迭代的在線離軌制導(dǎo)方法，該技術(shù)方案具有高精度、偏差適應(yīng)性好、推力方向運(yùn)動(dòng)線性度好、計(jì)算量小的優(yōu)點(diǎn)。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種高精度離軌反向迭代制導(dǎo)方法，包括以下步驟：

(1)根據(jù)當(dāng)前位置矢量r_now和標(biāo)稱再入速度矢量v_e，計(jì)算得到待飛航程角、標(biāo)稱速度和標(biāo)稱再入速度方向矢量；