[发明专利]一种高精度离轨反向迭代制导方法

说明书

本发明一种高精度离轨反向迭代制导方法，包括以下步骤：(1)根据当前位置矢量rsubgt;now/subgt;和标称再入速度矢量vsubgt;e/subgt;，计算得到待飞航程角、标称速度和标称再入速度方向矢量；(2)计算获得当前位置的积分地心距rsubgt;int‑0/subgt;和vsubgt;int/subgt;为当前位置的积分速度矢量；(3)迭代积分终点速度矢量；(4)计算获得增益速度矢量vsubgt;gain/subgt;＝vsubgt;R/subgt;‑vsubgt;now/subgt;；(5)设εsubgt;v/subgt;为速度阈值，若|vsubgt;gain/subgt;|εsubgt;v/subgt;，则向外输出推力方向若|vsubgt;gain/subgt;|≤εsubgt;v/subgt;，则发动机关机，离轨制导结束。

技术领域

本发明涉及一种高精度离轨反向迭代制导方法，属于可重复使用飞行器离轨制导技术领域。

背景技术

空天飞行器是一类新型的飞行器，穿梭跨越大气层、往返于天地之间，飞行器兼顾航天、航空飞行器双重特性。随着空间技术的快速发展与空间应用的不断拓展，各航天大国相继研制大量面向各种任务需求的空天飞行器，提出了大量新概念计划，系统组成口趋复杂、任务口益多样、性能水平不断提升，自主性要求越来越高。

关于在线制导方法，阿波罗飞船使用叉乘制导律满足了地月转移轨道机动、交会对接等任务要求。部分预言项目通过构造哈密顿函数将离轨转化为燃料最优控制问题，并引入平均角速度概念进行引力加速度线性化，获得近圆轨道的轨道预报半解析解，解决了开普勒轨道有限推力变轨问题，但无法满足非开普勒轨道的再入精度要求。航天飞机真空段统一动力飞行制导律(Unified powered flight guidance，UPFG)，之后改名为动力显式制导(PEG)，结合线性正切制导律(LTG)与高精度轨道外推方法对再入点条件参数偏置量进行迭代，消除了地球J2引力摄动对再入点的影响，同时满足再入速度、再入角、再入航程等精度要求。

在单次离轨任务中，对于某个固定标称质量、推力、比冲工况，离轨点位置通常规划为固定值，无论是在地面规划还是自主规划，上述参数均存在测量偏差过大或不可测量的情况，进而影响推进剂消耗和再入精度。

对于大部分再入飞行器，对再入点位置和再入角较为敏感，而对再入点速度大小不敏感，同时该类飞行器离轨前总质量、发动机推力、发动机比冲均存在较大测量偏差，无法准确获得其数值。航天飞机PEG离轨制导律的tgo(关机时间)计算需加速度计当前测量值与发动机比冲值，当比冲偏差较大时，tgo预测偏差相应增大。而且，在初始猜测值较为精确的条件下，PEG离轨制导律在一个制导周期中至少进行3次高精度轨道外推，计算量较大。由于单次制动离轨的特定任务，在燃料分配有限的条件下，再入速度变化范围较小。若取消再入点速度的要求，仅约束再入点位置和再入角，可大幅简化制导流程。

实际离轨任务的再入角偏差要求通常小于1°，考虑到导航和控制各自的偏差(IMU初始对准残余偏差、推力偏差、推力偏斜、比冲偏差、控制周期延时等)，制导部分的再入角偏差应尽可能小。但是仅J2摄动一项对近地轨道离轨再入角的影响约为0.1°，因此需充分考虑各类偏差影响并予以消除。大部分迭代制导方法存在关机点附近的需求推力方向急剧变化的情况，不利于姿态跟踪。目前主要采用关机前若干秒保持固定姿态飞行的方法解决该问题，但会影响制导精度，也需要解决。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对空天飞行器高精度离轨需求，基于反向迭代的在线离轨制导方法，该技术方案具有高精度、偏差适应性好、推力方向运动线性度好、计算量小的优点。

本发明的技术方案是：一种高精度离轨反向迭代制导方法，包括以下步骤：

(1)根据当前位置矢量r_now和标称再入速度矢量v_e，计算得到待飞航程角、标称速度和标称再入速度方向矢量；