一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法技术

本发明专利技术公开的一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法，涉及适用于模型不确定条件下的制导方法，属于航天器在火星大气进入过程的制导领域。本发明专利技术将预测制导方法分为周期间预测制导指令的自适应生成和周期内预测制导指令的自适应生成，通过周期间预测制导指令的自适应生成和周期内预测制导指令的自适应生成修正模型不确定导致的开伞位置偏差sf，提高开伞位置偏差对模型不确定性的鲁棒性，从而降低现有火星大气进入段预测制导算法对模型不确定敏感度，提高在较大模型不确定条件下的开伞精度。此外，本发明专利技术在进行制导指令自适应修正的过程中，可克服或抑制周期间制导指令生成时采用数值求根方法所可能导致的不收敛的情形。

【技术实现步骤摘要】
一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法
本专利技术涉及一种适用于模型不确定条件下的火星大气进入段预测制导方法，属于航天器在火星大气进入过程的制导领域。
技术介绍
未来火星表面着陆探测任务对火星着陆的精度、安全性以及可靠性提出了更高的要求。自2011年“好奇号”火星车在火星大气进入段采用闭环制导方法成功实现火星表面软着陆以来，采用制导方法实现火星着陆任务的高精度安全着陆成为未来火星着陆任务的必然选择。目前火星进入制导方法主要可分为两类：标称轨迹法和预测制导法。预测制导方法由于具有较高的开伞位置预报精度，能对进入过程中的过载等路径约束参数进行预报，并且对初始再入条件不敏感，在火星进入制导方法研究领域受到了广泛关注。预测制导方法是在每个制导周期内，通过对飞行器动力学模型进行在线数值积分直至满足开伞条件来预报开伞位置偏差，进而利用开伞位置偏差产生相应的倾侧角制导指令以满足着陆精度要求。可见，预测制导方法的制导精度很大程度上取决于在线模型的精度。由于在实际任务当中，火星大气的扰动与不确知，气动烧蚀等原因导致的探测器气动参数变化等因素，都使得预测制导模型与真实条件存在差异，进而影响到预测制导方法的制导精度。针对这一问题，相关研究分析了模型不确定对预测制导方法带来的影响，以及火星着陆过程中模型偏差对进入轨迹和着陆精度的影响。为了在未来火星大气进入过程中，使着陆器能够在模型不确定条件下实现高精度着陆。有必要针对火星大气进入段预测制导算法对模型偏差及不确定性较为敏感这一问题，设计一种对模型不确定具有鲁棒性的预测制导律。
技术实现思路
本专利技术所解决的技术问题是克服现有火星大气进入段预测制导算法对模型不确定较为敏感这一不足，公开的一种适用于模型不确定条件下的火星大气进入段预测制导方法，能够抑制探测器在较大模型不确定条件下的开伞精度偏差。本专利技术是通过下述技术方案实现的：本专利技术公开的一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法，通过将预测制导方法分为周期间预测制导指令的自适应生成以及周期内预测制导指令的自适应生成，制导指令指飞行器的倾侧角σ，提高开伞精度偏差对较大模型不确定条件下的鲁棒性，进而提高开伞精度。具体包含以下步骤：步骤一：在存在模型偏差的条件下生成周期间制导指令火星大气进入段周期间预测制导指令的自适应生成是存在模型偏差的条件下，首先利用在线飞行动力学模型生成标称制导指令而后根据在线飞行动力学模型与实际飞行条件的偏差对标称制导指令进行自适应校正，生成相应制导指令并将作为后续周期内制导指令生成的初始参数。具体为步骤1、2、3：步骤1、利用探测器动力学模型进行数值积分至满足开伞条件(及开伞动压区间[qmin,qmax]和开伞马赫数区间[Mamin,Mamax])，计算开伞时刻的开伞剩余纵程与目标位置的开伞精度偏差sf，具体实现方法为：考虑火星自转影响的探测器对无量纲时间的三自由度无量纲进入动力学模型为：其中，s为剩余纵程，表征从探测器当前位置到目标开伞位置的火星表面大圆弧的距离，r为火星质心到探测器质心的距离，无量纲参数为火星半径R0，v探测器相对于火星的速度，无量纲参数为其中g0为火星表面重力加速度，γ为航迹角，σ为倾侧角，g为当地重力加速度，其无量纲参数为g0。D和L分别阻力加速度和升力加速度：其无量纲参数均为g0，CD和CL分别为阻力系数和升力系数，S为探测器参考面积，m为探测器质量，ρ为火星大气密度，q＝ρv2/2为动压，β＝m/SCD为探测器弹道系数，L/D为探测器升阻比。在探测器的纵向动力学方程中，开伞位置偏差为由探测器动力学模型数值积分求得开伞时的剩余纵程sf＝s(tf)(3)其中，tf为开伞时刻。步骤2、利用步骤1计算得到的开伞位置偏差，在每个周期开始时，利用割线法生成标称制导指令在第j个制导周期开始时，以探测器导航系统的当前输出为积分状态初值，根据步骤1求出以当前倾侧角初值所对应的开伞精度偏差采用割线法进行迭代至满足收敛准则求解使得开伞位置偏差sf＝0的倾侧角指令即为标称条件下的第j个周期的周期间标称制导指令。步骤3、考虑模型不确定条件，对步骤2中产生的标称条件下的周期间制导指令进行在线自适应修正，从而初步提高开伞精度。模型的不确定性以在线模型输出的阻力加速度Dm与导航系统输出的阻力加速度D的比值表征：引入偏差ey＝k(Dm-D)(6)用来校正数值预测算法生成的标称制导指令以修正在线模型偏差导致的开伞位置偏差。本文采用PI校正对周期间制导指令进行修正，方法如下：其中，为校正后的第j个周期的周期间制导指令，ey(t)为模型偏差，令为增益矢量，并将其分解为比例校正增益矢量和微分校正增益矢量K(t)＝KP(t)+KI(t)(8)其中KP(t)＝ey(t)rT(t)TP(9)通过上述PI校正，通过修正标称制导指令得到相应的校正制导指令来修正由于模型不确定性导致的开伞位置偏差sf。步骤二：自适应生成周期内制导指令，进一步提高开伞位置精度。在火星大气进入段周期间制导指令生成第j个周期开始时的制导指令的基础上，在火星大气进入段周期内制导指令生成时，首先通过参数化的倾侧角剖面产生标称周期内制导指令，然后根据模型偏差对标称指令进行校正，进一步提高开伞位置精度。具体实施方法分为步骤4、5：步骤4、在第j个制导周期内部，采用如下的参数化的线性倾侧角剖面生成标称制导指令其中，和分别表示第j个制导周期开始时所对应的能量及由周期间制导方法生成的标称倾侧角(标称制导指令)；和分别表示第j个制导周期内，第i次生成的周期内制导指令时的能量及生成的制导指令；ef和σf分别开伞时刻的能量及倾侧角。σf为可变设计常数。步骤5、对标称周期内制导指令进行自适应修正，生成为修正在线模型偏差对周期内制导指令的影响，引入式(6)中的模型偏差用以修正σf。则通过式(12)和式(13)，校正后的周期内制导指令为从而通过校正制导指令来修正模型不确定导致的开伞位置偏差sf，提高开伞位置偏差对模型不确定性的鲁棒性，从而降低现有火星大气进入段预测制导算法对模型不确定敏感度，提高在较大模型不确定条件下的开伞精度。通过对周期间制导指令和周期内制导指令的自适应修正，克服或抑制周期间制导指令生成时，采用数值求根方法所可能导致的不收敛的情形。有益效果1、本专利技术公开的一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法首次将自适应方法引入对周期间制导指令以及周期内制导指令的修正中，以校正模型不确定对预测制导精度的影响，从而提高提高预测制导精度对于模型不确定的鲁棒性，降低现有火星大气进入段预测制导算法对模型不确定敏感度，提高在较大模型不确定条件下的开伞精度。2、在进行制导指令自适应修正的过程中，克服或抑制周期间制导指令生成时，采用数值求根方法所可能导致的不收敛的情形。附图说明图1为火星大气进入段预测制导方法流程图；图2为周期间制导指令PI自适应校正结构图。具体实施方式将整个火星大气进入段的制导过程以固定的时间间隔△t＝1s划分为若干制导周期。在每个制导周期开始时利用在线动力学模型进行在线数值积分，预报开伞位置偏差，并根据开伞位置偏差采用数值求根方法，求解出相应的制导指令，即周期间制导指令；在制导周期内部，制导指令以相应的参数化剖面生成，即周期内制导指令。本预测制导方法分为周期间预测制导指令的自适应生成以及本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法，其特征在于：将预测制导方法分为周期间预测制导指令的自适应生成和周期内预测制导指令的自适应生成，通过周期间预测制导指令的自适应生成和周期内预测制导指令的自适应生成修正模型不确定导致的开伞位置偏差sf，提高开伞位置偏差对模型不确定性的鲁棒性，从而降低现有火星大气进入段预测制导算法对模型不确定敏感度，提高在较大模型不确定条件下的开伞精度。

【技术特征摘要】
1.一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法，其特征在于：具体实现步骤如下，步骤一：在存在模型偏差的条件下生成周期间制导指令火星大气进入段周期间预测制导指令的自适应生成是存在模型偏差的条件下，首先利用在线飞行动力学模型生成标称制导指令而后根据在线飞行动力学模型与实际飞行条件的偏差对标称制导指令进行自适应校正，生成相应制导指令并将作为后续周期内制导指令生成的初始参数；步骤二：自适应生成周期内制导指令，进一步提高开伞位置精度；在火星大气进入段周期间制导指令生成第j个周期开始时的制导指令的基础上，在火星大气进入段周期内制导指令生成时，首先通过参数化的倾侧角剖面产生标称周期内制导指令，然后根据模型偏差对标称指令进行校正，进一步提高开伞位置精度；步骤一：在存在模型偏差的条件下生成周期间制导指令具体实现步骤为步骤1、2、3：步骤1、利用探测器动力学模型进行数值积分至满足开伞条件，即开伞动压区间[qmin,qmax]和开伞马赫数区间[Mamin,Mamax]，计算开伞时刻的开伞剩余纵程与目标位置的开伞位置偏差sf，具体实现方法为：考虑火星自转影响的探测器对无量纲时间的三自由度无量纲进入动力学模型为：其中，s为剩余纵程，表征从探测器当前位置到目标开伞位置的火星表面大圆弧的距离，r为火星质心到探测器质心的距离，无量纲参数为火星半径R0，v探测器相对于火星的速度，无量纲参数为其中g0为火星表面重力加速度，γ为航迹角，σ为倾侧角，g为当地重力加速度，其无量纲参数为g0；D和L分别阻力加速度和升力加速度：其无量纲参数均为g0，CD和CL分别为阻力系数和升力系数，S为探测器参考面积，m为探测器质量，ρ为火星大气密度，q＝ρv2/2为动压，β＝m/SCD为探测器弹道系数，L/D为探测器升阻比；在探测器的纵向动力学方程中，开伞位置偏差为由探测器动力学模型数值积分求得开伞时的剩余纵程sf＝s(tf)其中，tf为开伞时刻；步骤2、利用步骤1计算得到的开伞位置偏差，在每个周期开始时，利用割线法生成标称制导指令在第j个制导周期开始时，以探测器导航系统的当前输出为积分状态初值，根据步骤1求出以当前倾侧角初值所对应的开伞位置偏差采用割线法

【专利技术属性】
技术研发人员：崔平远，龙嘉腾，高艾，朱圣英，徐瑞，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11