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原文传递低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法

专利名称：	低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法
摘要：	本发明公开的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在地球质心惯性系下建立探测器动力学方程；将探测器在惯性系下的位置速度转换到入轨点惯性系下，并表示成轨道根数形式。简化探测器动力学方程，根据制导策略对探测器进行控制，制导至符合相应终止条件后停止制导，探测器进入星际转移轨道，实现探测器从近地轨道到星际转移轨道的直接转移，所述的相应终止条件为探测器的发动机满足关机条件建立探测器动力学方程，根据打靶方程求解中途修正脉冲，进行轨道中途修正，使探测器到达目标星体附近目标轨道，即实现低推重比的星际精确转移。本发明具有计算速度快、收敛性好、适用性强的优点。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	北京;11
申请人：	北京理工大学
发明人：	乔栋;庞博;韩宏伟
专利状态：	有效
申请日期：	2019-03-27T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-21T00:00:00+0800
申请号：	CN201910235382.9
公开号：	CN109911249A
代理机构：	北京理工正阳知识产权代理事务所(普通合伙)
代理人：	邬晓楠
分类号：	B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	100081 北京市海淀区中关村南大街5号
主权项：	1.低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：在地球质心惯性系下建立探测器动力学方程，并给定探测器动力学方程的初始条件和终端目标；步骤二：将探测器在惯性系下的位置速度转换到入轨点惯性系下，并表示成轨道根数形式；步骤三：简化探测器动力学方程，根据制导策略对探测器进行控制，制导至符合相应终止条件后停止制导，探测器进入星际转移轨道，实现探测器从近地轨道到星际转移轨道的直接转移，但无法准确到达目标星体附近目标轨道；所述的相应终止条件为探测器的发动机满足关机条件步骤四：进行轨道中途修正，使探测器到达目标星体附近目标轨道，即实现低推重比飞行器的星际精确转移。 2.如权利要求1所述的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：步骤一实现方法为，探测器在地球大气层外运动，其动力学模型在惯性坐标系上的表达式为：式中为探测器在惯性系中地心位置矢量，为探测器在惯性系中速度矢量，为探测器的重力加速度矢量，T为推力大小，m(t)为探测器当前质量，为推力方向单位矢量，Isp为探测器发动机比冲，g0为地球海平面平均重力加速度；初始条件为：其中t0为迭代制导初始时间，分别为迭代制导初始位置和速度；终端目标为：到达目标星体近星点，并满足近星点高度和轨道倾角约束。 3.如权利要求2所述的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：步骤二实现方法为，由地心赤道惯性坐标系到入轨点惯性坐标系转换矩阵为： R＝cx(π)cz(π/2)cz(wf+θf)cx(if)cz(Ωf) 其中if为入轨点轨道倾角，Ωf为入轨点升交点赤经，wf为入轨点近日点幅角，θf为入轨点真近点角；cx为绕x轴旋转矩阵，cz为绕z轴旋转矩阵；根据二体运动理论，将(ri,vi)表示为轨道根数形式(a,e,i,Ω,w,θ)，其中a为轨道半长轴，e为轨道偏心率，i为轨道倾角，Ω为升交点赤经，w为近日点幅角，θ为真近点角。 4.如权利要求3所述的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：步骤三实现方法为，将步骤一中所述的探测器动力学方程进行简化：其中为当前点和目标点的平均重力加速度；在制导过程中，在不对位置进行约束时，则式(4)中的控制变量Ibx,Iby,Ibz为其中分别为星际转移轨道上参考点的速度分量，vx0,vy0,vz0分别为当前点的速度分量，Tg为探测器预设继续开机时间，W0为视加速度在(0,Tg)积分；参考点为给定的参考星际转移轨道的入轨点； W0，Tg由式(6)和式(7)迭代得到；其中Vex为发动机排气速度，单位m/s；τ为探测器质量燃尽时间，单位s 其中R为推进剂每秒消耗量，单位kg/s，m0为探测器当前质量；在对位置进行约束时，则只能约束y、z两个方向；式(4)中的控制变量Ibx,Iby,Ibz为其中C1,C2,C3与无位置约束时控制变量相同，D2-E2t,D3-E3t为增加的小量；令其中W1为视加速度与时间乘积在(0,Tg)区间积分，使用分部积分得； W1＝τW0-VexTg (14) S0,S1分别为视加速度和他与时间乘积在在(0,Tg)区间二次积分，相当于W0,W1对时间一次积分； S0＝TgW0-W1 (15) 得到解：在制导过程中，为了满足终端质量约束的前提下尽量将收敛性提高，采取以下控制策略：在控制时，使用剩余时间作为判断依据，进行制导策略的切换；在制导过程中，中途切换控制策略可能会导致姿态变化率大，因此需要在控制过程中加入姿态变化率上限Δ，即当此时刻计算出的理论姿态与前一制导周期末端姿态相差过大时，使姿态角变化值设为最大变化值，以此保证姿态变化率在可控范围内；所述控制策略的实际开机时间为T0，T0＜Tg，设定探测器的发动机在满足如(18)所示的条件时关机；其中af,ef为控制末端时刻的半长轴和偏心率，为参考点的半长轴和偏心率，ap,ep为给定半长轴和偏心率误差；当探测器制导至符合如(18)所示的关机条件后停止制导，仅需满足在制导中无需先技术[1]中的纬度俯角迭代，由于纬度幅角迭代时在计算剩余时间过程中容易导致死循环；取消纬度幅角迭代后，不宜采用时间作为关机条件，因为会使入轨点偏离过大，选取式(18)作为关机条件使航天器入轨误差较小；探测器进入星际转移轨道，但末端轨道根数af,ef,if,wf,Ωf,θf与参考点存在偏差，无法准确到达目标星体附近目标轨道；探测器进入星际转移轨道仅需满足无需满足现有技术中入轨条件且在制导中无需纬度俯角迭代，其中rfx,rfy分别为制导过程末端位置的x，y方向分量；分别为参考点位置的x，y方向分量；vf,分别为制导过程末端速度矢量和参考点的速度矢量；因此，将探测器入轨条件由放松至虽然无法准确到达目标星体附近目标轨道，但能够使所述控制策略适用于低推重比情况，且能够实现探测器从近地轨道到星际转移轨道的直接转移。 5.如权利要求4所述的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：步骤四实现方法为，由于步骤三中末端轨道根数与参考点存在偏差，故需加脉冲中途修正使探测器到达目标星体附近目标轨道，使其到达预定目标轨道而不与目标星体相撞，即实现低推重比的星际精确转移；中途修正脉冲求解方法如下：发动机关机后，由于其他星体引力逐渐增大，故建立探测器动力学方程如下：其中μe,μm分别为地球和其它星体的引力常数，为地心到探测器位置矢量，为探测器到其它星体位置矢量；探测器当前位置为rs0，当前速度为vs0；为到达目标轨道，需求解出速度vs，以状态x0＝[rs0,vs]为初值，从当前位置rs0利用式(19)进行积分到达近星点，满足打靶方程： ψ＝rmc-rmoon-h (20) 其中rmoon为目标星体半径，h为绕目标星体圆轨道高度积分终端停止条件为：通过求解打靶方程(20)得到中途修正脉冲为Δv＝vs-vs0；由于有限推力控制阶段在入轨点坐标系中进行，故到达目标星体的轨道倾角与预定值相差不大。 6.如权利要求5所述的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：步骤四所述中途修正时间定于发动机关机后一天。
所属类别：	发明专利