[发明专利]一种满足再入角和航程约束的离轨制动闭路制导方法

摘要

本发明公开了一种满足再入角和航程约束的离轨制动闭路制导方法，首先在二体动力学模型设计的标称离轨制动轨道的基础上，通过迭代发动机工作时间修正J2项对再入角的影响，通过设计动力学积分模型修正J2项对航程的影响；在制导过程中，根据当前的运动状态和再入点的信息，利用闭合的解析表达式计算当前的需要速度和速度增益，根据速度增益的方向确定发动机的指令姿态角，根据速度增益的大小是否为零确定关机指令。该方法是一种闭路制导方法，能够实现高精度和强鲁棒性的离轨制动制导。

主权项

1.一种满足再入角和航程约束的离轨制动闭路制导方法，其特征在于，包括以下步骤：1)根据给定的再入角Θ₂和再入点地心距r₂，基于二体动力学模型，设计满足再入角和航程要求的离轨制动段标称轨道，从而得到制动起始点的地心位置矢量发动机的姿态角ψ_z,0，发动机工作时间Δt_p；2)修正J2项对离轨制动段标称轨道的影响，通过迭代发动机工作时间修正J2项对再入角的影响，获得虚拟再入角；通过设计动力学积分模型修正J2项对航程的影响；所述J2项即地球非球形摄动的二阶带谐项；3)当航天器在轨道上飞行至位置时，离轨制动段闭路制导开始，取航天器的当前位置已飞过的航程角制导时间Δt^[0]＝0，发动机指令姿态角初始值4)在由制导时间Δt[0]＝0至发动机关机的时间段内，根据闭合的解析表达式计算航天器所需的速度和速度增益，并根据速度增益的方向计算闭路制导的导引量，也即发动机指令姿态角，同时根据速度增益的大小计算闭路制导的关机指令。