一種火星大氣進(jìn)入段側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)方法，尤其設(shè)及一種火星大氣進(jìn)入段側(cè)向預(yù)測 校正制導(dǎo)方法，屬于深空探測技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 在未來火星著陸探測任務(wù)對實現(xiàn)火星表面的著陸精度提出了更高的要求。而火星 大氣進(jìn)入段是整個火星進(jìn)入、下降與著陸過程中歷時最久，環(huán)境最惡劣的一個階段，保證進(jìn) 入段任務(wù)的成功實施，是對于保證最終著陸的精度起著至關(guān)重要的作用。
[0003] 到目前為止，共有7顆火星探測器成功著陸火星表面。最近一次著陸探測任務(wù)"火 星科學(xué)實驗室/好奇號"任務(wù)中，首次在進(jìn)入段采用了制導(dǎo)律，并在預(yù)定的開傘區(qū)域內(nèi)實現(xiàn) 安全開傘。運表明隨著人類火星探測的深入開展，在未來火星著陸探測任務(wù)中，尤其是諸如 載人火星探測、采樣返回等任務(wù)對著陸精度要求的提高，采用相應(yīng)的進(jìn)入制導(dǎo)律成為一種 趨勢。在火星大氣進(jìn)入段實施相應(yīng)的制導(dǎo)方法，是保證進(jìn)入段末端精度的重要手段。
[0004] 目前所研究的火星大氣進(jìn)入段制導(dǎo)方法主要可分為標(biāo)稱軌跡法和預(yù)測校正制導(dǎo) 法。其中，標(biāo)稱軌跡法通過離線或在線規(guī)劃出一條能夠滿足著陸精度的標(biāo)稱軌跡，并由相應(yīng) 的軌跡跟蹤律來跟蹤該標(biāo)稱軌跡，W消除進(jìn)入點偏差W及進(jìn)入過程中各種干擾或不確定因 素造成的偏差，從而保證開傘的位置精度。而預(yù)測校正制導(dǎo)法則是根據(jù)當(dāng)前狀態(tài)，在線預(yù)測 落點偏差，根據(jù)落點偏差產(chǎn)生相應(yīng)的制導(dǎo)指令，W修正各種因素造成的落點偏差，進(jìn)而保證 開傘精度。當(dāng)前預(yù)測校正制導(dǎo)方法主要針對縱向航程設(shè)計相應(yīng)的預(yù)測校正制導(dǎo)律，而側(cè)向 運動是通過相應(yīng)的航向角誤差走廊或者側(cè)向航程誤差走廊加W約束，當(dāng)航向角或者側(cè)向航 程超出該走廊時，傾側(cè)角產(chǎn)生反轉(zhuǎn)，進(jìn)而保證側(cè)向運動的末端位置精度。而未來火星探測任 務(wù)對進(jìn)入軌跡的側(cè)向運動部分提出了新的要求，例如傾側(cè)角反轉(zhuǎn)過于頻繁會導(dǎo)致燃料的過 多消耗，進(jìn)而增加任務(wù)失敗的幾率；未來火星大氣進(jìn)入段無線電信標(biāo)的布置，探測器飛越特 定區(qū)域能夠顯著提高導(dǎo)航系統(tǒng)的可觀測度，進(jìn)而提高導(dǎo)航精度。對于運些需求，傳統(tǒng)的通過 規(guī)劃誤差走廊來約束側(cè)向運動的方式缺少在規(guī)劃側(cè)向運動方面的靈活性。 陽〇化]為了滿足未來火星探測任務(wù)對進(jìn)入段側(cè)向運動的需求，有必要針對火星大氣進(jìn)入 段探測器的側(cè)向運動，設(shè)計一種相應(yīng)的預(yù)測校正制導(dǎo)律，W保證開傘點位置精度的同時，能 夠根據(jù)任務(wù)需要對進(jìn)入軌跡的側(cè)向運動進(jìn)行靈活規(guī)劃。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明公開的一種火星大氣進(jìn)入段側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)方法所解決的技術(shù)問題是， 實現(xiàn)在保證開傘點位置精度的同時，能夠根據(jù)任務(wù)需要對進(jìn)入軌跡的側(cè)向運動進(jìn)行靈活規(guī) 劃。
[0007] 本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案實現(xiàn)的：
[0008] 本發(fā)明公開的一種火星大氣進(jìn)入段側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)方法，包括如下步驟：
[0009] 在已有縱向預(yù)測校正制導(dǎo)方法的基礎(chǔ)上，將預(yù)測校正方法引入探測器側(cè)向運動的 制導(dǎo)律設(shè)計中。在每個制導(dǎo)周期內(nèi)：首先，確定著陸探測任務(wù)所需的探測器的側(cè)向運動的約 束條件，W確定探測器在進(jìn)入段所需傾側(cè)角反轉(zhuǎn)的次數(shù)；然后，利用數(shù)值方法求解側(cè)向運動 的約束條件，確定探測器傾側(cè)角反轉(zhuǎn)時刻的能量，在探測器的能量超過傾側(cè)角反轉(zhuǎn)時刻的 能量時，進(jìn)行傾側(cè)角反轉(zhuǎn)。在達(dá)到該約束條件后，開始進(jìn)行下一次傾側(cè)角反轉(zhuǎn)能量的確定； 最后，結(jié)合傾側(cè)角反轉(zhuǎn)時刻的能量W及縱向制導(dǎo)律確定當(dāng)前制導(dǎo)周期最終的制導(dǎo)輸出。進(jìn) 而實現(xiàn)在保證開傘點位置精度的同時，能夠根據(jù)任務(wù)需要對進(jìn)入軌跡的側(cè)向運動進(jìn)行靈活 規(guī)劃。
[0010] 本發(fā)明公開的一種火星大氣進(jìn)入段側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)方法，包括如下步驟：
[0011] 步驟1、確定縱向運動制導(dǎo)指令I(lǐng)0I。
[0012] 利用探測器動力學(xué)模型進(jìn)行數(shù)值積分至滿足開傘條件，得到開傘時刻的開傘剩余 縱程與目標(biāo)位置的開傘精度偏差Sf。所述的開傘條件指探測器動壓在區(qū)間內(nèi)和 探測器馬赫數(shù)在區(qū)間[Mamm，MamJ內(nèi)。具體實現(xiàn)方法為：
[0013] 考慮火星自轉(zhuǎn)影響的探測器對無量綱時間 的S自由度無量綱進(jìn)入 動力學(xué)模型為
[0015] 其中，S為剩余縱程，表征從探測器當(dāng)前位置到目標(biāo)開傘位置的火星表面大圓弧的 距離，r為火星質(zhì)屯、到探測器質(zhì)屯、的距離，無量綱參數(shù)為火星半徑R。，V探測器相對于火星 的速度，無量綱參數(shù)為V,.二其中g(shù)。為火星表面重力加速度，丫為航跡角，0為傾 側(cè)角，g為當(dāng)?shù)刂亓铀俣?，無量綱參數(shù)為g。。D和L分別阻力加速度和升力加速度
[0017]其無量綱參數(shù)均為g。，〔。和C^分別為阻力系數(shù)和升力系數(shù)，S為探測器參考面積，m為探測器質(zhì)量，q=pv2/2為動壓，P=m/SCD為探測器彈道系數(shù)，L/D為探測器升阻比。 火星大氣密度采用指數(shù)模型
[0019] 其中P。為參考密度，h。為參考高度，hg為大氣密度標(biāo)高。
[0020] 定義進(jìn)入段飛行器的比能量 CN 1051巧512 A 說明書 3/9頁
[0022] 定義火星大氣進(jìn)入段的側(cè)向航程
[0023] X=R。sin1(sinStDg。sinA1]〇 (5)
[0024] 其中，A 為航向角偏差，Stw。為剩余航程，由式（6)給出
[00巧]St〇g〇= R。cos1[sintsin+COS tcoscos(目t_目）] 巧）
[0026] 縱向運動的動力學(xué)由公式（7)進(jìn)行描述
陽02引給出傾側(cè)角剖面參數(shù)化形式
[0030] 其中，。巧開傘時刻的傾側(cè)角；e，e。和e汾別為當(dāng)前時刻、初始時刻W及開傘時 刻的能量。0?！旦枮檫M(jìn)入時刻的傾側(cè)角，通過數(shù)值求解非線性方程（9)求取曰。。
[0032] 再利用式（8)產(chǎn)生每一步的縱向制導(dǎo)指令I(lǐng)0I，從而使探測器滿足開傘點的位置 精度。
[0033] 步驟2、確定側(cè)向運動的約束條件及相應(yīng)傾側(cè)角反轉(zhuǎn)次數(shù)ifw。
[0034] 側(cè)向運動的約束條件為方程組（10) 陽 03 引 x(eta"e"v) =x* (10)
[0036] 其中，向量x%對應(yīng)能量為向量Gt。擁，側(cè)向航程的取值；向量Gfw為傾側(cè)角反轉(zhuǎn) 時刻的能量向量，所述的向量是側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)的待求參量。方程組（10)的分量形 式為
陽03引傾側(cè)角反轉(zhuǎn)次數(shù)為irev=dim(erJ=dim(X)時，方程組（10)有唯一解。側(cè)向運 動的相應(yīng)約束條件由方程組（10)給定。
[0039] 步驟3、求解約束條件求得傾側(cè)角反轉(zhuǎn)時刻的能量e_。
[0040] 在求解方程組（10)的過程中，方程組（10)各個分量方程式（11)相互獨立，能夠 分別獨立求解。方程組（10)構(gòu)成關(guān)于能量向量的非線性方程。通過采用數(shù)值方法對 約束條件方程組（10)進(jìn)行迭代求解，求得傾側(cè)角反轉(zhuǎn)時刻的能量
[0041] 步驟4、求解出側(cè)向制導(dǎo)指令Sign(0k(e))。
[0042] 在探測器進(jìn)入過程中，每當(dāng)能量e依次超過制導(dǎo)律所求解出的能量向量勺各 個分量時，傾側(cè)角0便反轉(zhuǎn)一次。數(shù)學(xué)表達(dá)式為式（12)
|；〇〇44]其中，si即（00(e)) =-si即（X0)。
[0045] 步驟5、求解出第k次制導(dǎo)的制導(dǎo)指令輸出。
[0046] 第k次制導(dǎo)的制導(dǎo)指令輸出由第k次縱向制導(dǎo)指令I(lǐng)0WI及第k次側(cè)向制導(dǎo)指 令sign(0W)得到
[0048] 步驟6、重復(fù)步驟1-5實時更新制導(dǎo)指令，直至探測器的動壓和馬赫數(shù)滿足相應(yīng)的 開傘條件，火星大氣進(jìn)入段制導(dǎo)過程結(jié)束。 W例有益效果：
[0050] 本發(fā)明公開的一種火星大氣進(jìn)入段側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)方法，首次將預(yù)測校正的方 法引入火星大氣進(jìn)入段側(cè)向運動的制導(dǎo)律設(shè)計中，該制導(dǎo)方法根據(jù)任務(wù)需要，確定側(cè)向運 動所需滿足的約束條件，進(jìn)而確定傾側(cè)角反轉(zhuǎn)次數(shù)，實現(xiàn)在保證開傘點位置精度的同時，能 夠根據(jù)任務(wù)需要對進(jìn)入軌跡的側(cè)向運動進(jìn)行靈活規(guī)劃。
【附圖說明】
[0051] 圖1為側(cè)向預(yù)測校正制導(dǎo)指令生成流程圖；
[0052] 圖2為傾側(cè)角反轉(zhuǎn)示意；
[0053] 圖3給出了基礎(chǔ)算例和實施例1的軌跡