一种大气进入制导轨迹自适应规划方法

摘要

一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，(1)获取飞行纵程和横程随倾侧角的变化规律；(2)给整个进入过程进行分段，并确定各阶段的制导律；(3)设置不同的进入点初始纵程，判断不同进入点下开伞状态是否满足给定约束，若满足，则正向加大初始纵程或负向减小初始纵程，直到有开伞约束不被满足为止，确定上述制导律所能调整初始纵程的极限范围；(4)实际飞行过程中，判断初始进入点纵程是否在上述极限范围内，若在，则采用步骤(2)中的制导律进行控制；若不在，则执行步骤(5)；(5)计算实际初始纵程超出极限范围的偏差量，对标称轨迹的纵程参考值进行修正，将该修正值代入步骤(2)中的制导律，得到新的制导律，利用该新的制导律进行控制。

说明书

技术领域

本发明属于深空探测行星表面着陆项目中的小升力体稀薄大气进入过程的制导领域，涉及一种基于标称轨迹的解析预测校正方法。

背景技术

我国首次行星探测任务将通过一次发射实施行星环绕、着陆和巡视探测，任务的关键是成功实施行星表面软着陆。然而目前世界范围内共实施了18次行星着陆探测任务，完全成功仅7次，成功率不到39％，可见行星着陆探测任务难度非常大，其中，进入、下降和着陆过程(EDL，Entry，Descent，and Landing)是行星着陆探测任务面临的最大挑战。

大气进入过程是行星EDL过程的关键环节，且与地球轨道航天器，CE-5返回器任务相比，具有不同的技术要求和工作条件。行星EDL过程时间很短(8分钟左右)，而地面测控时延大(几十分钟)、轨道精度有限，在完成向进入前轨道机动和两器(环绕器和着陆巡视器)分离后，初始进入点的状态精度无法保证；行星表面大气环境复杂多变，同时探测器的气动参数具有较大不确定性，降落伞开伞条件的约束强；升力控制阶段的主要控制目标是开伞条件(高度、速度、动压)，兼顾落点精度；

目前国内外公开发表的文献主要以制导精度、脱靶量为首要控制目标，很少关注开伞高度的散布。而当探测器的飞行能力十分有限时，如果一味追求着陆精度，很可能导致控制能力全部用于控制落点精度，而失去对高度的调节能力。最终开伞高度将不能满足开伞约束条件，降落伞无法顺利展开，导致着陆任务失败。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，针对行星探测器升阻比小、飞行能力有限，而初始进入状态又存在较大偏差的情况，提出了一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，根据探测器的飞行能力，在综合考虑落点精度的同时，尽可能地减小开伞点处高度和动压的散布，提高开伞任务成功率。

本发明的技术解决方案是：一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，步骤如下：

(1)分析探测器的飞行能力，获取飞行纵程和横程随倾侧角的变化规律；

(2)根据上述变化规律，给整个进入过程进行分段，并确定各阶段的大气进入制导律；制导策略在导航高度小于125km开始作用，设计时需基于标称轨迹且标称值包括纵程；

(3)采用步骤(2)的制导律，且倾侧角满足[-90°，90°]的范围约束，设置不同的进入点初始纵程，判断不同进入点下开伞状态是否满足给定约束，如果满足，则正向加大初始纵程或负向减小初始纵程，直到有开伞约束不被满足为止，确定上述制导律所能调整初始纵程的极限范围[DR_min-，DR_max+]；

(4)实际飞行过程中，判断初始进入点纵程是否在上述极限范围内，若在，则采用步骤(2)中的制导律进行控制，完成大气进入制导；若不在，则执行步骤(5)；

(5)根据极限范围[DR_min-，DR_max+]，计算实际初始纵程超出极限范围的偏差量，利用该偏差量对标称轨迹的纵程参考值进行修正，将该修正值代入步骤(2)中的制导律，得到新的制导律，利用该新的制导律进行控制，完成大气进入制导轨迹自适应规划。

进一步的，所述的分析探测器的飞行能力通过下述方式实现：

首先，确定在不同倾侧角下，探测器能够飞行的着陆点的位置；

然后，根据着陆点位置确定理想方位角Az和实际方位角Az’；

cos(s)＝sinφ₀sinφ_f+cosφ₀cosφ_fcos(θ_f-θ₀)

cos(s′)＝sinφ₀sinφ′_f+cosφ₀cosφ′_fcos(θ′_f-θ₀)

最后，结合如下公式获取飞行纵程DR和横程CR随倾侧角的变化规律：

sinCR＝sins′sin(Az-Az′)

cosDR＝coss′/cosCR

上述，s为理想总航程，s’为实际总航程，(θ₀,φ₀)，(θ_f,φ_f)，(θ′_f,φ′_f)分别为理想初始进入点e，实际着陆点f’和理想着陆点f的经纬度。

进一步的，步骤(2)中确定大气进入制导律首先，根据飞行能力，对进入过程进行阶段划分，然后设计各阶段的制导策略；具体的：

(2.1)判断阻力加速度是否大于0.2g，若大于转步骤(2.2)；否则，进入配平攻角段，在配平攻角段采用固定倾侧角0°飞行；

(2.2)判断速度是否小于临界速度，若小于，则进入航向校正段，否则进入主减速段；其中，在航向校正段采用航向校正加饱和限幅制导策略飞行，在主减速段采用基于标称轨迹法的制导策略飞行。

进一步的，步骤(4)中初始进入点纵程DR₀根据下式计算：

sinCR₀＝sins₀sin(Az-Az′₀)

cosDR₀＝coss₀/cosCR₀

cos(s)＝sinφ₀sinφ_f+cosφ₀cosφ_fcos(θ_f-θ₀)

cos(s₀)＝sinφ₀sinφ′₀+cosφ₀cosφ′₀cos(θ′₀-θ₀)

上述，s为理想的总航程，s₀为实际初始进入点偏离理想初始进入点的航程，Az′₀为实际初始进入点的方位角，(θ₀,φ₀)，(θ_f,φ_f)，(θ′₀,φ′₀)分别为理想初始进入点e，理想着陆点f和实际初始进入点的经纬度；CR₀为初始进入点纵程；

初始进入点纵程的符号通过下述方式进行确定：

进一步的，步骤(5)中实际初始纵程超出极限范围的偏差量通过下述方式进行确定：

其中DR_err+，DR_err-为偏差需补偿距离。

进一步的，步骤(5)中利用该偏差量对标称轨迹的纵程参考值进行修正，通过下述方式进行确定：

其中，为修正后的纵程参考值。

进一步的，航向校正加饱和限幅制导策略通过下述方式进行确定：

其中，σ为倾侧角，K1为过控系数，CR表示横程偏差，即剩余的待飞横程，S_togo表示到达理想着陆点所需的待飞纵程，等于总的待飞纵程S_total减去飞行纵程。

进一步的，所述的过控系数K1＞1且在探测器升力控制能力范围内越大越好。

进一步的，临界速度通过下述方式进行确定：

由动力学方程推导出当时的速度高度关系：

其中，r＝r_m+h为进入器质心与火星质心的距离，r_m为火星半径，μ火星的引力常数；L和D探测器的阻力和升力加速度，V为进入器相对于火星的速度大小；β为进入器的弹道系数，ρ火星大气密度；

上述速度高度曲线与标称轨迹中速度高度曲线相交，交点处速度即为临界速度。

进一步的，倾侧角的限幅值考虑开伞高度和横程偏差约束，经仿真确定，其中，上述约束主要包括如下两个方面：一：为了提高开伞高度，则倾侧角的限幅值应越小；二，倾侧角的限幅值应确保探测器横向机动能力，且避免反转过频，避免姿态激动消耗多余的燃料。

本发明与现有技术相比有益效果为：

为了使降落伞的强开伞约束得到满足，在考虑进入点状态量偏差较大的情况下，根据探测器的飞行能力，合理地规划纵程横程偏差的修正阶段，通过改进基于标称轨迹法的解析预测校正算法，本发明设计了一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，在综合考虑落点精度的同时，尽可能地减小开伞点处高度和动压的散布，提高开伞任务成功率。

针对初始进入点经纬度偏差很大的情况，根据探测器的飞行能力，推算出待飞航程的可达范围，与偏差情况下实际的待飞航程做差，得到需要补偿的待飞航程偏差量。通过补偿该偏差量，能够实现最充分地利用探测器飞行能力，尽可能减小航程偏差，同时不牺牲对高度的修正，减小开伞点处高度和动压的散布，提高开伞任务成功率。。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为航程横程示意图；

图3为两种算法的制导指令对比；

图4为两种算法的高度随时间变化曲线对比，

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

一种大气进入制导轨迹自适应规划方法，如图1所示，步骤如下：

(1)分析探测器的飞行能力；

这里飞行能力分析主要是指针对某固定构型的探测器，飞行纵程和横程随倾侧角的变化规律，其中纵程和横程定义如下图2所示。可由初始进入点和实际着陆点的经纬度求得。初始进入点已知，设倾侧角为常值，实际着陆点可通过积分动力学方程得到。

设进入时刻着陆巡视器质心与球心连线与行星表面交点为e，而理想的着陆点为f(这里实际指开伞点高度处，e点也指与该高度处与球心同心的球面的交点，下同)，而实际的着陆点为f’，相应的e点，f点，f’点的经纬度分别为e(θ₀,φ₀)，f(θ_f,φ_f)，f′(θ′_f,φ′_f)。这里定义过e，f’点的大圆弧ef’为实际飞行总航程，ef”段圆弧为飞行纵程DR，f’f”段圆弧为横程CR，ef为待飞的总纵程，记为S_total。Az，Az’分别为两段圆弧的方位角，即圆弧切线方向与正北方向的夹角。ef'弧长为总航程s。纵程、横程和总航程可由初始进入点和实际着陆点的经纬度求得，具体公式如下：

sinCR＝sinssin(Az-Az′)

cosDR＝coss/cosCR

Az，Az’的求解方式一致，这里以Az’为例

cos(s)＝sinφ₀sinφ′_f+cosφ₀cosφ′_fcos(θ′_f-θ₀)

(2)根据飞行能力，对进入过程进行阶段划分：配平攻角段，主减速段，航向校正段，并设计各阶段的制导策略。

配平攻角段：阻力加速度小于0.2g时，由于气动力较小，航程变化受倾侧角影响很小，该阶段采用固定倾侧角0°飞行；

主减速段：该阶段采用基于标称轨迹法的解析预测校正算法计算倾侧角：

上式中，h为飞行高度，为高度变化率；DR为纵向航程；V为进入器相对于行星的速度大小；σ为进入器倾侧角，用于描述进入器相对于行星的速度矢量与纵向平面的夹角，控制升力在纵向平面和水平面内的分量；L和D进入器的阻力和升力加速度，·^*为标称轨迹的参考值，F1，F2，F3为反馈系数，K为过控系数，一般取为5，计算方法可见文献《G.L.Carman,D.G..Ives,D.K.Geller.Apollo-derived>

航向校正段：当速度小于某个临界速度Vt后，航程控制的能力将大大降低，继续采用纵向制导律对航程施加控制效果不显著且易导致控制量饱和，因此通过采用航向校正控制来有效地减小横向偏差。该阶段采用航向校正控制加饱和限幅算法：

其中，σ为倾侧角，K1为过控系数，这里取为10，CR表示横程偏差，即剩余的待飞横程，S_togo表示到达理想着陆点所需的待飞纵程，等于总的待飞纵程S_total减去飞行纵程，如图2所示。

临界速度是指飞行器在超音速段飞行，随着高度的下降，最终会到达某个时刻升力再也无法完全平衡重力的影响，即全升力向上时飞行路径角变化速率也开始小于0。这转换点的意义在于它界定了气动升力用于航程控制的效率，超过这个时刻往后，即使全升力向上也无法增大飞行路径角以扩展航程，对航程的调节能力变得有限。临界速度可以通过下述方式确定：由动力学方程推导出保证飞行路径角变化率为0的高度速度曲线，与参考轨迹的高度速度曲线相交，该交点处的速度即为临界速度。

由动力学方程推导，考虑当时，有

其中，r＝r_m+h为进入器质心与火星质心的距离，r_m为火星半径，μ火星的引力常数；L和D进入器的阻力和升力加速度，V为进入器相对于火星的速度大小；β为进入器的弹道系数，ρ火星大气密度；

从速度Vt＝1700m/s后，对倾侧角限幅有两个目的：一是为了提升开伞高度，该段倾侧角幅值越小，开伞高度将越高；二是确保具有一定的横向机动能力，且机动能力不能过大，因为在横程控制末端的约束边界值较小，过大的横向机动能力容易导致倾侧角没必要的反转，姿态机动消耗多余的燃料，经分析，确定限幅值为30°。

(3)分析初始进入点经纬度偏差后，初始纵程的允许范围；

充分考虑在极限拉偏大气密度、升力系数、阻力系数、三轴气动力矩系数、初始进入角、初始速度、质量以及导航偏差的情况下，采用步骤(2)的制导律，且倾侧角满足[-90°，90°]的范围约束，设置不同的进入点初始纵程为DR₀(在标称进入点，初始纵程DR应该为零)，并按球面三角形公式反推出偏离标称进入点后的初始进入点经纬度，再通过积分动力学至开伞点，判断开伞状态如高度、动压、马赫数、精度等是否满足给定约束。如果满足，则可正向加大初始纵程或负向减小初始纵程，直到有开伞约束不被满足为止。便可得到上述制导律所能调整初始纵程的极限范围为[DR_min-，DR_max+]。

(4)初始经纬度偏差过大的，采用自适应在线规划参考轨迹算法；

(4.1)计算初始经纬度偏离后产生的初始纵程，并求取待补偿的纵程距离；

首先计算初始纵程DR₀，初始进入点纵程DR₀根据下式计算：

sinCR₀＝sins₀sin(Az-Az₀′)

cosDR₀＝coss₀/cosCR₀

cos(s)＝sinφ₀sinφ_f+cosφ₀cosφ_fcos(θ_f-θ₀)

cos(s₀)＝sinφ₀sinφ′₀+cosφ₀cosφ′₀cos(θ′₀-θ₀)

上述，s为理想的总航程，s₀为实际初始进入点偏离理想初始进入点的航程，Az′₀为实际初始进入点的方位角，(θ₀,φ₀)，(θ_f,φ_f)，(θ′₀,φ′₀)分别为理想初始进入点e，理想着陆点f和实际初始进入点的经纬度；CR₀为初始进入点纵程；

注意初始进入点纵程的符号通过下述方式进行确定：

根据允许的初始纵程的极限范围[DR_min-，DR_max+]，计算实际纵程超出极限范围的偏差量，可得：

其中DR_err+，DR_err-为偏差需补偿距离。

(4.2)自适应补偿偏离距离，修正参考轨迹的纵程量，用于生成新的制导律。

其中，为更新后的纵程参考值。

(5)求解制导律

代入步骤(4)求解的更新采用基于标称轨迹的解析预测校正算法，计算新的制导律为：

以MSL火星科学实验室为例，通过与MSL大气进入制导算法的对比仿真，说明本发明所述方法的有效性。该火星着陆器质量为992kg，最大横截面积为16m²，升阻比为0.18，弹道系数为115kg/m²。进入过程初始和终端条件约束如表1所示。

首先设置单项纬度拉偏的仿真，这里只将初始进入点纬度偏差设置为-0.4°。本发明算法与MSL制导方法对比的仿真结果如图3与图4。由图3可知由于较大的初始纬度偏差，MSL算法的制导指令在升力控初始阶段已经饱和为90°，并持续了50s左右。本发明算法通过在线自适应规划参考轨迹，制导指令有效地避免了指令饱和的情况，也因此有效地提高了开伞高度，如图4所示，开伞高度提高了约500米。

表1进入过程初始和终端条件约束

参数初始进入点开伞点高度(km)126.1/经度(°)0°0纬度(°)12.2°0速度(m/s)6750/进入角(°)-14.4/速度方位角90/

表2打靶仿真参数设置表

1000次打靶仿真偏差参数设置如表2，结果数据统计如表3所示：

表3打靶结果统计

打靶仿真结果表明，航程的散布方差变大(3σ约2.5Km)，而高度的散布方差减小(3σ约0.5Km)。仿真验证了该方法可有效地减小开伞点处高度和动压的散布，提高开伞任务成功率。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。