本發(fā)明涉及飛行器控制領(lǐng)域。更具體地，涉及一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法。

背景技術(shù)：

返回式飛行器離軌制動期間的指令姿態(tài)關(guān)系到離軌制動的效果。指令姿態(tài)的確定主要有兩種方法：一種是地面人員經(jīng)過大量的地面計算，確定離軌制動期間飛行器的制動俯仰角和偏航角，在飛行器過境時，通過上注的方式的傳給飛行器，飛行器在離軌制動時刻，按照地面的指令姿態(tài)調(diào)整姿態(tài)，并開啟軌控發(fā)動機，實施離軌制動。該方法本質(zhì)上是一種開環(huán)的離軌制動方法，對于姿態(tài)指向精度要求很高，在陀螺等姿態(tài)敏感器精度較差時，會導(dǎo)致指向精度變差，進而影響再入精度。另一種是采用飛行器制動期間實時計算的方法，即飛行器根據(jù)當前位置與再入點位置關(guān)系以及其他約束條件，實時計算需要速度減量的矢量方向，據(jù)此計算指令姿態(tài)，實時調(diào)整飛行器姿態(tài)到指令姿態(tài)，并開啟軌控發(fā)動機，實施離軌制動。該方法克服了開環(huán)離軌制動再入精度較差的缺點，因此倍受青睞。目前一些先進的返回式飛行器已經(jīng)開始采用該方法，由于這些飛行器慣組精度很高，因此整個離軌制動期間進行純慣性導(dǎo)航，導(dǎo)航結(jié)果連續(xù)，指令姿態(tài)不存在跳變的現(xiàn)象，再入精度也很高。然而，出于降低成本的考慮，當采用低等級的慣性導(dǎo)航設(shè)備，精度較差，為了確保離軌制動期間的導(dǎo)航精度，在整個離軌制動期間，必須輔助于gps導(dǎo)航。gps設(shè)備的長時間精度較高，但是短時間精度較低。在離軌制動末期，需要速度減量很小時，gps速度的誤差會導(dǎo)致需要速度減量的跳動，進而導(dǎo)致指令姿態(tài)的頻繁跳變。在指令姿態(tài)跳變較大時，飛行器的實際姿態(tài)無法實時跟蹤指令姿態(tài)，軌控開機不連續(xù)，進而影響制動效果。

因此，需要提供一種成本低、制動效果好的返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的一個目的在于提供一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法，采用低等級的慣性導(dǎo)航設(shè)備配以gps導(dǎo)航，改善指令姿態(tài)跳變以及軌控開機狀態(tài)，保證制動效果的同時節(jié)省成本。

為達到上述目的，本發(fā)明采用下述技術(shù)方案：

本發(fā)明公開了一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法，所述方法包括：

s1：在離軌制動期間，實時計算指令速度；

s2：根據(jù)所述指令速度和導(dǎo)航速度，計算飛行器的需要速度；

s3：確定指令姿態(tài)跳變的需要速度閾值；

s4：根據(jù)需要速度大小確定指令姿態(tài)。

優(yōu)選地，所述指令速度為

其中，

其中，為j2000坐標系中飛行器當前的位置矢量，為j2000坐標系中再入點的位置矢量，為與的叉乘的z軸分量，γt為再入角，fm為地球引力常數(shù)與地球質(zhì)量之乘積，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

優(yōu)選地，所述需要速度為

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi為導(dǎo)航速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，由飛行器導(dǎo)航設(shè)備提供，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，dv為需要速度大小，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

優(yōu)選地，所述需要速度閾值為

其中，δvnav為導(dǎo)航速度跳變量，ζmax為允許指令姿態(tài)跳變量，δvattr為允許指令姿態(tài)跳變的需要速度閾值。

優(yōu)選地，所述指令姿態(tài)分為實時變化指令姿態(tài)和固定指令姿態(tài)。

優(yōu)選地，所述s4包括：

若dv≥δvattr，則采用實時變化指令姿態(tài)為

ψir＝atan2(-dvz,dvx)

γir＝0

其中，θir為指令俯仰角，ψir為指令偏航角，γir為指令滾轉(zhuǎn)角，a為參數(shù)，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標系三軸的分量；

若dv＜δvattr，則采用固定指令姿態(tài)，所述固定指令姿態(tài)為上一計算周期的指令姿態(tài)。

本發(fā)明的有益效果如下：

本發(fā)明的指令姿態(tài)確定方法，設(shè)置確定指令姿態(tài)跳變的需要速度閾值，在導(dǎo)航速度誤差導(dǎo)致的指令姿態(tài)跳變過大時采用了固定指令姿態(tài)，空間歐拉角很小，使姿態(tài)角可以很容易地跟隨指令姿態(tài)，這樣軌控發(fā)動機可以連續(xù)開機，制動效果非常明顯。本發(fā)明可以有效克服在離軌制動末期，由于導(dǎo)航速度誤差導(dǎo)致指令姿態(tài)跳變，進而導(dǎo)致返回式飛行器實際姿態(tài)無法穩(wěn)定跟蹤指令姿態(tài)影響制動效果的問題，提升制動效果，降低成本。

附圖說明

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的具體實施方式作進一步詳細的說明。

圖1示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法具體實施例的流程圖。

圖2示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法具體實施例與現(xiàn)有方法的指令姿態(tài)角和實際姿態(tài)角的變化對比圖。

圖3示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法具體實施例與現(xiàn)有方法的空間歐拉角的變化對比圖。

圖4示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法具體實施例與現(xiàn)有方法的需要速度減量的變化對比圖。

圖5示出本發(fā)明一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法具體實施例與現(xiàn)有方法的軌控開機狀態(tài)的變化對比圖。

具體實施方式

為了更清楚地說明本發(fā)明，下面結(jié)合優(yōu)選實施例和附圖對本發(fā)明做進一步的說明。附圖中相似的部件以相同的附圖標記進行表示。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當理解，下面所具體描述的內(nèi)容是說明性的而非限制性的，不應(yīng)以此限制本發(fā)明的保護范圍。

如圖1所示，本發(fā)明公開了一種返回式飛行器離軌制動末期指令姿態(tài)確定方法，該方法包括：

s1：在離軌制動期間，實時計算指令速度。

所述指令速度為

其中，

其中，為j2000坐標系中飛行器當前的位置矢量，為j2000坐標系中再入點的位置矢量，為與的叉乘的z軸分量，γt為再入角，fm為地球引力常數(shù)與地球質(zhì)量之乘積，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

s2：根據(jù)所述指令速度和導(dǎo)航速度，計算飛行器的需要速度。

所述需要速度為

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi為導(dǎo)航速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，由飛行器導(dǎo)航設(shè)備提供，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標系三軸的分量，dv為需要速度大小，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標系三軸的分量。

s3：確定指令姿態(tài)跳變的需要速度閾值。所述需要速度閾值為

其中，δvnav為導(dǎo)航速度跳變量，ζmax為允許指令姿態(tài)跳變量，δvattr為允許指令姿態(tài)跳變的需要速度閾值。

s4：根據(jù)需要速度大小確定指令姿態(tài)。指令姿態(tài)分為實時變化指令姿態(tài)和固定指令姿態(tài)。在需要速度較大時，根據(jù)需要速度矢量實時計算指令姿態(tài)；在需要速度較小時，為了避免導(dǎo)航誤差導(dǎo)致需要速度矢量大幅波動，采用固定指令姿態(tài)方式。具體的，所述s4包括：

若dv≥δvattr，則采用實時變化指令姿態(tài)為

ψir＝atan2(-dvz,dvx)

γir＝0

其中，θir為指令俯仰角，ψir為指令偏航角，γir為指令滾轉(zhuǎn)角，a為參數(shù)，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標系三軸的分量；

若dv＜δvattr，則采用固定指令姿態(tài)，所述固定指令姿態(tài)為上一計算周期的指令姿態(tài)。

下面通過一個實例來對本發(fā)明作進一步地說明，假設(shè)離軌制動時刻時，

再入角為-1.9°，則計算得到

則有

dvx＝71.6m/s

dvy＝26.4m/s

dvz＝-42.0m/s

dv＝87m/s

在導(dǎo)航速度跳變量為0.5m/s時，允許的指令姿態(tài)跳變量為1°，則需要速度閾值為28.65m/s。

當需要速度大于28.65m/s，上述的需要速度計算得到的指令姿態(tài)為

θir＝17.6°

ψir＝30.4°

γir＝0°

如圖2～圖5所示，為本發(fā)明與現(xiàn)有方法的對比，在仿真中，令導(dǎo)航速度誤差服從均值為0，標準差為0.5m/s的正態(tài)分布?，F(xiàn)有方法指令姿態(tài)實時變化，而本專利的方法要求導(dǎo)航誤差導(dǎo)致的指令姿態(tài)跳動不得大于1°，因此，在需要速度減量小于28.6m/s時，指令姿態(tài)不再變化，維持上一計算周期的計算值。

傳統(tǒng)的方法隨著需要速度減量的逐漸減小，指令姿態(tài)的跳動越來越大，空間歐拉角越來越大，表明姿態(tài)跟隨越來越困難，在速度修正末期，由于姿態(tài)無法連續(xù)對準，軌控開機無法連續(xù)開機，在130.5s附近，才將需要速度降低到1.5m/s以下。而采用本專利的方法，在64s附近，由于導(dǎo)航速度誤差導(dǎo)致的指令姿態(tài)跳變過大，采用了固定指令姿態(tài)的方法，空間歐拉角很小，表明姿態(tài)角可以很容易地跟隨指令姿態(tài)，這樣軌控發(fā)動機可以連續(xù)開機，在99s附近，就將需要速度降低到了1.12m/s，制動效果非常明顯。

由此可見，該方法可以有效克服在離軌制動末期，由于導(dǎo)航速度誤差導(dǎo)致指令姿態(tài)跳變，進而導(dǎo)致返回式飛行器實際姿態(tài)無法穩(wěn)定跟蹤指令姿態(tài)影響制動效果的問題，效果顯著。

顯然，本發(fā)明的上述實施例僅僅是為清楚地說明本發(fā)明所作的舉例，而并非是對本發(fā)明的實施方式的限定，對于所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在上述說明的基礎(chǔ)上還可以做出其它不同形式的變化或變動，這里無法對所有的實施方式予以窮舉，凡是屬于本發(fā)明的技術(shù)方案所引伸出的顯而易見的變化或變動仍處于本發(fā)明的保護范圍之列。