本发明专利技术公开了一种满足再入角和航程约束的离轨制动闭路制导方法，首先在二体动力学模型设计的标称离轨制动轨道的基础上，通过迭代发动机工作时间修正J2项对再入角的影响，通过设计动力学积分模型修正J2项对航程的影响；在制导过程中，根据当前的运动状态和再入点的信息，利用闭合的解析表达式计算当前的需要速度和速度增益，根据速度增益的方向确定发动机的指令姿态角，根据速度增益的大小是否为零确定关机指令。该方法是一种闭路制导方法，能够实现高精度和强鲁棒性的离轨制动制导。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及制导控制
，可应用于航天器离轨制动的制导，尤其是满足再 入角和航程约束的航天器离轨制动闭路制导。
技术介绍
离轨制动是指使航天器脱离原来的运行轨道、返回再入地球大气层的过程。离轨 制动是航天器返回地球的第一个阶段，在该阶段中，航天器通过火箭发动机减小飞行速度 或改变速度方向，降低飞行高度，从而进入地球大气层。 航天器到达地球大气层边界时的位置点称为再入点。再入点处的飞行速度与当地 水平面的夹角称为再入角，再入角与再入大气过程中的热流、过载、动压等参数密切相关。 再入点的地心矢径与尚轨制动起始点处的地心矢径之间的夹角称为航程角，航程角的控制 精度直接影响再入点的位置散布，从而影响再入段的控制难度。因此，通常对离轨制动段的 再入角和航程有较高的控制精度要求。 再入角和航程的控制精度取决于离轨制动段的制导方法，包括导引方法和关机方 程。目前的技术方案中，多采用开环制导方法，即发动机推力方向按照事先设计的时间序列 控制，仅通过关机方程满足再入角和航程的精度要求。常用的关机方程包括等时关机方程、 等视速度增量关机方程、等速度倾角关机方程。其中，等时关机方程的精度最差，其优点是 当导航系统不能正常工作时，仍能确定关机时刻，因此可作为备选的关机方案。等视速度增 量关机方程和等速度倾角关机方程考虑了再入点的状态，能够保证再入角的精度，但无法 保证航程有较高的精度，存在较大的初始位置误差、初始速度误差、火箭发动机推力误差 时航程的控制精度尤其低。由于这三种关机方式都是开环制导方法，在提高精度方面有一 定的局限性，为此提出一种满足再入角和航程约束的闭路制导方法。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是，针对现有技术不足，提供一种满足再入角和航程 约束的离轨制动闭路制导方法。 为解决上述技术问题，本专利技术所采用的技术方案是：一种满足再入角和航程约束 的离轨制动闭路制导方法，包括以下步骤： 1)根据给定的再入角Θ2和再入点地心距^，基于二体动力学模型，设计满足要求 的离轨制动段标称轨道，从而得到制动起始点的地心位置矢量為.，发动机的姿态角 :乾,0 队,0，发动机工作时间厶知,〇; 2)修正J2项对离轨制动段标称轨道的影响，通过迭代发动机工作时间修正J2项对 再入角的影响，获得虚拟再入角;通过设计动力学积分模型修正J2项对航程的影响;所述J2 项即地球非球形摄动的二阶带谐项； 3)当航天器在轨道上飞行至位置?以寸，离轨制动段闭路制导开始，取航天器的当 前位置=?，已飞过的航程角二0，制导时间At=0,发动机指令姿态角初始值 4)在由制导时间At = 0至发动机关机的时间段内，根据闭合的解析表达式计算 航天器所需的速度和速度增益，并根据速度增益的方向计算闭路制导的导引量，也即发动 机指令姿态角，同时根据速度增益的大小计算闭路制导的关机指令。 所述步骤2)的具体实现过程包括以下步骤： 1)用数值差分法，以发动机工作时间AtP,o为参考点，计算再入角Θ 2对发动机工 2)令虚拟再入角，发动机工作时间为用牛顿迭代法修 正J2项的影响，在迭代的第k步内： 2A)用数值积分方法计算离轨制动段轨道，积分的动力学模型为:在发动机工作的 时间段Δ?|^ ]内，不考虑J2项的影响；发动机关机后，考虑J2项的影响，由此获得考虑J2项 影响后的再入角Θ$; 2C)基于二体动力学模型，用数值积分方法计算离轨制动段轨道，发动机工作时间 为Δ#41，积分终止条件为航天器的地心距等于^，积分得到新的再入，从而得到校 正后的发动机工作时间: 2D)重复步骤2C)，直至|<-<_']卜％,，、为事先给定的小量，0. 005 Μ.·35 s ; 2E)重复步骤2A)~2D)εΘ为事先给定的小量，1 X 10-4deg仝εΘ < 1 X 10-3deg，deg 为度。 所述步骤4)中，第k个制导周期内，航天器所需的速度和速度增益的计算步骤包 括： 1)根据航天器上安装的惯性导航系统的测量值，解算出航天器当前时刻的地心位 置矢量/f]和速度矢量if]，计算当前时刻的地 2)计算航天器由制动起始点冷至当前点已飞过的航程角Af〇由Af〇 得到 剩余的待飞航程角 Afi= Af2-Af〇 3)计算满足再入角?^和剩余待飞航程角八&时，航天器在当前位置期望的飞行 路径角θΡ: 4)计算速度和速度增益 分别为速度的周向分量和径向分量： 速度增益if3在返回坐标系三个坐标轴上的分量；为地球引力常数;P为期望离轨制动轨 道的半通径。所述步骤4)中，发动机指令姿态角的计算公式为： 所述步骤4)中，闭路制导的关机指令十算公式为发出关机指令，闭路制导结束;其中，为事先给定的某个小量，()_()(n m/s <\ < ?·?1111/S α 与现有技术相比，本专利技术所具有的有益效果为:本专利技术利用二体运动规律，基于当 前状态和再入点状态的有效信息，求出当前需要速度的解析表达式，根据需要速度来实时 控制发动机的推力方向，构成了闭路制导，从而提高了离轨制导的再入角和航程的控制精 度。其优点在于：（1)在制导开始前的离轨制动标称轨道设计中修正J2项的影响，显著降低 了星上的计算量；（2)需要速度具有闭合的解析表达式，计算量小，可以在星载计算机上实 时计算；（3)发动机推力方向通过在线反馈实时控制，末端精度高，对初始位置、初始速度、 火箭发动机推力等误差具有较强的鲁棒性；（4)本专利技术得到的发动机指令姿态角的变化范 围不大且比较平滑，有利于姿态控制的实现。【附图说明】图1闭路制导方法不意图； 图2闭路制导方法流程图； 图3(a)制动过程中航程误差变化情况；图3(b)制动过程中再入点速度误差变化情 况图3(c);制动过程中再入角误差变化情况图；图3(d)制动过程中再入航迹方位角误差变 化情况图； 图4(a)蒙特卡洛打靶仿真分析结果图图4(b)蒙特卡洛打靶仿真分析结果图 (Φζ)〇【具体实施方式】 假设某航天器采用常值推力火箭发动机，通过一次制动从300km高度的初始圆轨 道离轨，在120km高度的大气层边界处满足再入角和航程要求。由于是在大气层外飞行，因 此航天器受到的作用力主要是火箭发动机的推力和地球引力。 在返回惯性坐标系中建立飞行器的运动方程，当考虑地球为匀质圆球，即采用二 体动力学模型时，运动方程为其中：（x，y，z)为航天器的位置，（Vx，Vy， Vz)为航天器的速度，m为航天器质量，P为 火箭发动机的推力大小，死、队为表示发动机推力方向的姿态角，为地球引力常数，r为航 天器的地心距，Re为地球平均半径。当考虑地球引力场的J2项(地球非球形二阶带谐项)时，航天器的运动方程为 为地球自转角速度值，ae3为地球赤道平均半径，Φ为航天器的炜度，其余参数含 义与公式(1)相同。 针对本实施例的航天器，本专利技术的具体实施步骤如下： S1.根据航天器再入飞行段的要求，给定再入角Θ2,再入点的地心距^取为r2 = Re + 120km，其中120km表示地球大气层的上边界。基于二体动力学模型，可以设计得到离轨制 动段的标称轨道(参见赵汉元.飞行器再入动力学和控制.长沙：国防科学技术大学出版 社，1997)。根据设计结果，得到制动本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种满足再入角和航程约束的离轨制动闭路制导方法，其特征在于，包括以下步骤：1)根据给定的再入角Θ2和再入点地心距r2，基于二体动力学模型，设计满足要求的离轨制动段标称轨道，从而得到制动起始点的地心位置矢量发动机的姿态角ψz,0，发动机工作时间△tp,0；2)修正J2项对离轨制动段标称轨道的影响，通过迭代发动机工作时间修正J2项对再入角的影响，获得虚拟再入角；通过设计动力学积分模型修正J2项对航程的影响；所述J2项即地球非球形摄动的二阶带谐项；3)当航天器在轨道上飞行至位置时，离轨制动段闭路制导开始，取航天器的当前位置已飞过的航程角制导时间△t[0]＝0，发动机指令姿态角初始值ψz[0]=ψz,0;]]>4)在由制导时间△t[0]＝0至发动机关机的时间段内，根据闭合的解析表达式计算航天器所需的速度和速度增益，并根据速度增益的方向计算闭路制导的导引量，也即发动机指令姿态角，同时根据速度增益的大小计算闭路制导的关机指令。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张洪波，汤国建，王涛，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43
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