一种航天器迭代制导的优化方法技术

一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。

【技术实现步骤摘要】

：本专利技术涉及一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。
技术介绍
：空间轨道转移飞行器为完成预定的航天任务，需要通过制导来完成不同轨道之间的转移。传统的制导方法如摄动制导存在射前装订数据复杂，入轨精度差等缺点，而传统迭代制导针对航天器主发动机推力大小不可调的情况，通常考虑五个终端约束，包括两个方向的位置约束和三个方向的速度约束，首先求解满足速度约束的控制角，然后假设位置约束引起的角度变化为小量，这种假设在某些变轨情形下不再成立，因此需要对传统迭代制导方法进行改进，以保证航天器精确入轨，并最终到达目标点。
技术实现思路
：本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种航天器迭代制导的优化方法，摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，适用于各种变轨情形，从而保证航天器精确入轨，并最终到达目标点。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器迭代制导的优化方法，包括如下步骤：(1)根据预先设计的航天器弹道参数和变轨时刻tc，利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间，据此确定主发动机的初始开机点和关机点；(2)根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，获得关机点处航天器X、Y、Z三个方向的实际位置和速度，根据预先设计的理论位置和速度得到关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；(3)判断关机点X方向的位置偏差是否超出门限，如果是，则对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，迭代制导仿真结束。所述步骤(2)中的最优制导算法的实现步骤如下：(2.1)在入轨点轨道坐标系下进行无量纲化处理，建立航天器运动方程如下： r · = v v · = g + T m 0 - m s t u ]]>其中，r为航天器位置矢量，v为航天器速度矢量，g为地球引力加速度矢量，T为航天器的推力大小，ms为秒流量恒定，m0为初始质量，u为推力方向矢量；(2.2)根据航天器运动方程得到哈密顿函数，根据哈密顿函数确定伴随方程和控制方程，所述伴随方程为所述控制方程为根据伴随方程和控制方程获得最优关机点状态为 v f = v 0 + ∫ 0 t f ( g + T m 0 - m s t λ v 0 - λ r 0 t | λ v 0 - λ r 0 t | ) d t ]]> r f = r 0 + ∫ 0 t f v d t ]]>其中，H为哈密顿函数的因变量，λr、λu和λv为协态变量，vf为关机点速度矢量，rf为关机点位置矢量，v0为初始点速度矢量，r0为初始点位置矢量，tf为关机点时刻，λr0和λv0分别为λr和λv的初值；(2.3)确定关机点约束条件如下：E1＝Xf(2)-Yocff＝0E2＝Xf(3)-Zocff＝0 E 3 = X f ( 4 ) - X · o c f f = 0 ]]> E 4 = X f ( 5 ) - Y · o c f f = 0 ]]> E 5 = X f ( 6 ) - 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器迭代制导的优化方法，其特征在于包括如下步骤：(1)根据预先设计的航天器弹道参数和变轨时刻tc，利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间，据此确定主发动机的初始开机点和关机点；(2)根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，获得关机点处航天器X、Y、Z三个方向的实际位置和速度，根据预先设计的理论位置和速度得到关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；(3)判断关机点X方向的位置偏差是否超出门限，如果是，则对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，迭代制导仿真结束。

【技术特征摘要】
1.一种航天器迭代制导的优化方法，其特征在于包括如下步骤：(1)根据预先设计的航天器弹道参数和变轨时刻tc，利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间，据此确定主发动机的初始开机点和关机点；(2)根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，获得关机点处航天器X、Y、Z三个方向的实际位置和速度，根据预先设计的理论位置和速度得到关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；(3)判断关机点X方向的位置偏差是否超出门限，如果是，则对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，迭代制导仿真结束。2.根据权利要求1所述的一种航天器迭代制导的优化方法，其特征在于：所述步骤(2)中的最优制导算法的实现步骤如下：(2.1)在入轨点轨道坐标系下进行无量纲化处理，建立航天器运动方程如下： r · = v v · = g + T m 0 - m s t u ]]>其中，r为航天器位置矢量，v为航天器速度矢量，g为地球引力加速度矢量，T为航天器的推力大小，ms为秒流量恒定，m0为初始质量，u为推力方向矢量；(2.2)根据航天器运动方程得到哈密顿函数，根据哈密顿函数确定伴随方程和控制方程，所述伴随方程为所述控制方程为根据伴随方程和控制方程获得最优关机点状态为 v f = v 0 + ∫ 0 t f ( g + T m 0 - m s t λ v 0 - λ r 0 t | λ v 0 - λ r 0 t | ) d t ]]> r f = r 0 + ∫ 0 t f v d t ]]>其中，H为哈密顿函数的因变量，λr、λu和λv为协态变量，vf为关机点速度矢量，rf为关机点位置矢量，v0为初始点速度矢量，r0为初始点位置矢量，tf为关机点时刻，λr0和λv0分别为λr和λv的初值；(2.3)确定关机点约束条件如下：E1＝Xf(2)-Yocff＝0E2＝Xf(3)-Zocff＝0 E 3 = X f ( 4 ) - X · o c f f = 0 ]]> E 4 = X f ( 5 ) - Y · o c f f = 0 ]]> E 5 = X f ( 6 ) - Z · o c f f = 0 ]]>Xf(2)、Xf(3)分别为关机点处Y、Z方向的实际位置，Yocff、Zocff分别为关机点处Y、Z方向的理论位置，Xf(4)、Xf(5)、Xf(6)分别为关机点处X、Y、Z方向的实际速度，分别为关机点处X、Y、Z方向的理论速度；(2.4)根据关机点约束条件确定对应的横截条件：λrf(1)＝0 H f = ∂ θ ∂ t f ]]>λrf(1)表示λr第一维的终端值，θ为指标函数的非积分部分，即tf，Hf为哈密顿函数因变量的终端值；(2.5)关机点约束条件和对应的横截条件组成7个横截条件方程，结合伴随方程和最优关机点状态，通过迭代求解，获得tf、λr0和λv0，利用公式获得每一时刻的控制量u；(2.6...

【专利技术属性】
技术研发人员：李超兵，王晋麟，肖翔，肖称贵，李学锋，姜杰，王晓东，潘豪，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11