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原文传递一种半解析的火星进入制导方法

专利名称：	一种半解析的火星进入制导方法
摘要：	本发明公开了一种半解析的火星进入制导方法，包括如下步骤：火星大气进入段的着陆器作为研究对象，设定火星大气相对火星表面静止，给出火星固连坐标系的定义以及该坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组；对火星固连坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组进行处理，得到用于终端纵程误差的数值预测模型，考虑离心加速度与哥氏加速度的影响，同时对预测模型进行在线的更新保证高精度的纵程误差预测；以预测的终端纵程误差为校正对象，对ETPC制导的原理性误差产生机理进行分析并改进，设计解析的终端纵程误差校正。本发明显著地提高了着陆精度，获得的开伞点散布与高精度的NPC制导得到的计算结果非常接近，表明了该方法的有效性。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	上海;31
申请人：	上海卫星工程研究所
发明人：	郑艺裕;李绿萍;宋君强
专利状态：	有效
申请日期：	2019-03-05T00:00:00+0800
发布日期：	2019-07-16T00:00:00+0800
申请号：	CN201910164670.X
公开号：	CN110015446A
代理机构：	上海段和段律师事务所
代理人：	李佳俊;郭国中
分类号：	B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	200240 上海市闵行区华宁路251号
主权项：	1.一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：火星大气进入段的着陆器作为研究对象，设定火星大气相对火星表面静止，给出火星固连坐标系的定义以及该坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组；步骤2：对火星固连坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组进行处理，设定航向角在进入过程始终保持不变，始终与预测时刻的航向角相等，得到用于终端纵程误差的数值预测模型，考虑离心加速度与哥氏加速度的影响，同时对预测模型进行在线的更新保证高精度的纵程误差预测；步骤3：以预测的终端纵程误差为校正对象，对ETPC制导的原理性误差产生机理进行分析并改进，设计解析的终端纵程误差校正。 2.根据权利要求1所述一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于：步骤1具体包括：步骤101：火星固连坐标系：该坐标系固连于火星，是一个动坐标系，其基准平面是火星平赤道面，X轴在基准平面内指向火星本初子午线与基准面的交线方向，Z轴垂直于基准平面指向火星北极；Y轴与其他两轴构成右手直角坐标系，火星的本初子午线定义为通过南半球的一个叫Airy-0的陨石坑的子午线；步骤102：在描述大气层内的着陆器与火星的相对运动时，设定火星大气与火星固连，并忽略风的影响，则着陆器自由度质心运动方程在火星固连坐标系下描述为：其中，r为着陆器质心与火星质心的距离；θ和φ为着陆器的经度和纬度，用于描述着陆器在火星固连球坐标系下的位置；V为着陆器相对于火星的速度大小；γ为着陆器相对于火星的航迹角；ψ为着陆器相对于火星的航向角；σ为着陆器倾侧角，用于描述着陆器相对于火星的速度矢量与纵向平面的夹角，控制升力在纵向平面和水平面内的分量；Ωm和μm分别为火星的转到角速度和引力常数；gr和gφ为重力加速度；L和D着陆器的阻力和升力加速度，由下式子给出：式中，m为着陆器质量，CL和CD分别为升力和阻力加速度系数。Sref为气动特征面积。ρ火星大气密度，采用一阶的指数函数来描述： ρ＝ρsexp(-hmola/hs) (6) 式中，ρs为参考密度，hs为大气密度标高； CV、Cγ与Cψ为离心加速度和哥氏加速度，CV、Cγ与Cψ为： 3.根据权利要求2所述一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于：步骤2具体包括：步骤201：忽略横向运动对轨迹参数的影响，此时设定：公式(10)既保证了足够的精度，又简化了制导算法设计，引入倾侧角变号逻辑。步骤201：定义状态变量： x＝[r φ V γ s]T (11) 则：式中s为待飞的纵向航程，rmars为计算航程的火星参考半径，kL与kD分别为升力加速度与阻力加速度更新因子，初始值均为1，更新算法为：输入量与为：式中τ∈[0,1]为增益系数，Dmea与Lmea分别为当前测量得到的阻力加速度值与升力加速度值，Dest＝0.5ρV2CDSref与Lest＝0.5ρV2CLSref为当前利用公式估计得到的阻力加速度值和升力加速度值；采用龙格库塔方法对式进行数值积分直至相对速度减小为开伞速度，获得预测的终端纵程误差为：式中，spre为预测得到的待飞纵程，sdesired为期望的待飞纵程。 4.根据权利要求3所述一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于：步骤3具体包括：步骤301、ETPC制导的表达式为：式中，(L/D)V,cmd与(L/D)V,ref分别为纵向升阻比指令以及标准的纵向升阻比，后者由标准轨迹计算得到；K3为过控系数，工程设计经验表明该系数可增强航程控制的鲁棒性；V0为当前的相对速度，作为独立变量用于插值计算标准轨迹；F1、F2和F3为控制增益系数，其详细的表达式可由线性系统摄动理论推导得到；ΔR、以及ΔD分别为当前时刻，进入轨迹相对于标准轨迹的纵程误差、高度变化率误差以及阻力加速度误差；在ETPC制导表达式中，预测的终端纵程误差由线性化模型计算得到，其表达式为： ΔRpre＝ΔR(t0)+λV(t0)ΔV(t0)+λh(t0)Δh(t0)+λγ(t0)Δγ(t0) (17) 式中，t0为当前时刻，λV、λh以及λγ为灵敏度系数。当采用相对速度作为独立变量时，式：重新表示为： ΔRpre＝ΔR(V0)+λh(V0)Δh(V0)+λγ(V0)Δγ(V0) (18) 进一步将式中的高度误差与航迹角误差近似替换为高度变化率误差和阻力加速度变化率误差，则式改写为： ETPC制导算法的校正环节以修正式计算得到的终端纵程误差预测值为目的，其校正方程为： Δu＝K3ΔRpre/F3(V0) (20) 式中Δu是消除式中预测的终端纵程误差所需要的纵向升阻比增量。步骤302：半解析的制导表达式为：式中：x0表示当前状态，由当前的火心距r0、火心纬度φ0、相对速度V0、航迹角γ0以及R0描述，可以表示为x0＝[r0 φ0 V0 γ0 R0]T；Rdesired表示期望的纵向航程，由标准轨迹给出；σref(V)为计算标准轨迹时所采用的参考倾侧角剖面，是相对速度的函数；Δu表示纵向升阻比增量；最后，解析的火星进入制导表达式为：
所属类别：	发明专利