[发明专利]一种基于牛顿迭代的火星探测器二次制动捕获控制方法

权利要求书

1.一种基于牛顿迭代的火星探测器二次制动捕获控制方法，其特征在于捕获制动期间火星探测器发生故障后，星上计算机复位，之后，采用基于牛顿迭代捕获制动优化方法，对火星探测器进行二次制动，具体二次制动方法步骤如下：

(2.1)、将匀角速率、姿态指向、点火时长作为捕获制动控制参数，根据预设的匀角速率初值α、姿态指向初值β、制动后出现故障时刻相对于制动发动机开机时刻的持续时间t，计算匀角速率迭代初始值α₀和姿态指向迭代初始值β₀；

匀角速率迭代初始值α₀为：α₀＝α；

姿态指向迭代初始值β₀为：β₀＝β+αt；

(2.2)、设置匀角速率迭代变量的初始变化值为Δα，设置姿态指向迭代变量的初始变化值为Δβ，计算二次捕获匀角速率迭代变量偏差参数α₀′＝α₀+Δα，二次捕获姿态指向迭代变量偏差参数β'₀＝β₀+Δβ；

(2.3)、将匀角速率迭代初始值α₀、姿态指向迭代初始值β₀、二次捕获匀角速率迭代变量偏差参数α₀′，二次捕获姿态指向迭代变量偏差参数β'₀分成三组，分别记为：第一参数组par1＝[α₀,β₀]、第二参数组par2＝[α₀′,β₀]和第三参数组par3＝[α₀,β₀′]；

(2.4)、将第一参数组、第二参数组、第三参数组分别代入二次捕获制动动力学方程中对时间进行积分，终止条件为积分后的位置速度转为轨道参数时得到的轨道偏心率达到目标轨道偏心率，求解得第一参数组、第二参数组、第三参数组对应的制动到目标轨道的点火时长dt1、dt2、dt3；

所述二次捕获制动动力学方程为：

其中，R_m为火星半径，F_x,F_y,F_z为推力在惯性坐标系中的三个分量，m为探测器的质量，J₂为火星二阶带谐项系数，μ为火星引力常数，T为制动捕获推力大小，I_sp为发动机的比冲，g₀为重力加速度；x,y,z为探测器在火星惯性坐标系下的位置，v_x,v_y,v_z为探测器在火星惯性坐标系下的速度；

(2.5)、设目标函数为G＝(rp-rpm)²+dt，其中rp为制动后的近火点半径，rpm为目标近拱点半径，dt为二次捕获制动的点火时长；

(2.6)、将第一参数组、第二参数组、第三参数组对应的制动到目标轨道的点火时长dt1、dt2、dt3代入上述目标函数，求解得到第一参数组、第二参数组、第三参数组对应的第一目标函数值G1、第二目标函数值G2、第三目标函数值G3：

G₁＝(rp₁-rpm)²+dt₁

G₂＝(rp₂-rpm)²+dt₂

G₃＝(rp₃-rpm)²+dt₃

(2.7)、计算目标函数的偏导数

(2.8)、若以第一参数组计算得到的近火点高度与目标近火点高度的偏差在预设范围内，将此时的二次制动捕获匀角速率α₀′、二次制动捕获初始姿态β₀′、二次制动捕获点火时长dt作为当前二次制动捕获参数，用于轨道控制；否则，更新匀角速率迭代初始值α₀、姿态指向迭代初始值β₀，重新回到步骤(2.2)开始执行；

所述步骤(2.8)的更新步骤为：

w₁为第一偏导系数和w₂为第二偏导系数。