一种半解析的火星进入制导方法技术

本发明专利技术公开了一种半解析的火星进入制导方法，包括如下步骤：火星大气进入段的着陆器作为研究对象，设定火星大气相对火星表面静止，给出火星固连坐标系的定义以及该坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组；对火星固连坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组进行处理，得到用于终端纵程误差的数值预测模型，考虑离心加速度与哥氏加速度的影响，同时对预测模型进行在线的更新保证高精度的纵程误差预测；以预测的终端纵程误差为校正对象，对ETPC制导的原理性误差产生机理进行分析并改进，设计解析的终端纵程误差校正。本发明专利技术显著地提高了着陆精度，获得的开伞点散布与高精度的NPC制导得到的计算结果非常接近，表明了该方法的有效性。

A Semi-analytical Approach to Mars Entry Guidance

【技术实现步骤摘要】
一种半解析的火星进入制导方法
本专利技术涉及到制导控制
，尤其涉及到一种半解析的火星进入制导方法。
技术介绍
火星进入、下降与着陆(Entry,Descent,andLanding,EDL)过程是指着陆器从大约125km的高度进入火星大气层，利用气动外形进行热防护与减速，在一定的条件下展开降落伞或者其他阻力减速装置进一步对着陆器进行减速，然后利用反推火箭、气囊、缓冲支腿等安全软着陆在火星表面。火星进入制导旨在根据着陆器当前的运动状态、参考轨迹以及目标着陆点参数，计算制导指令以驱动自动驾驶仪控制改变姿态，获得所需要的气动力，改变运动轨迹，实现精确的航程控制。近年来，各国纷纷将其探测目标投向火星，开展了一些列的火星探测任务，因此火星进入制导在最近几年受到了许多研究人员的关注，成为一个研究热点。目前，火星进入制导方法主要有两种：标准轨迹制导方法和数值预测校正(NumericalPredictor-Corrector,NPC)制导方法。标准轨迹制导是一类以事先设计的标准轨迹为基准，依赖于小扰动假设与线性系统理论，对制导律进行设计、分析以及优化的解析方法。较为典型的标准轨迹制导方法有进入终端控制器与阻力加速度预测跟踪制导方法。ETPC制导对着陆器的轨迹机动能力要求较低，因而常运用于低升阻比的着陆任务中，例如“火星科学实验室(MarsScienceLaboratory,MSL)”、Apollo飞船再入返回任务以及猎户座飞船返回任务等。阻力加速度预测跟踪制导涉及内回路的阻力加速度跟踪控制，是一种过程控制方法，要求着陆器具备较高的轨迹机动能力，以便时刻对标准的阻力加速度剖面进行精确跟踪，因而常运用于大或者中升阻比的任务中，例如航天飞机再入返回任务。与标准轨迹制导不同，NPC制导方法是指一类以数值迭代计算为主的自适应制导方法。该类方法不依赖于解析推导，因而可以采用高保真的数学模型进行制导律设计。NPC制导是一种自适应的非线性数值方法，不依赖于小扰动线性化的参考轨迹设计，无需进行参考轨迹优化设计以及繁冗复杂的制导律系数推导与计算，在原理上有较强的鲁棒性与较高的制导准确性。上述两种经典的制导方法中，标准轨迹制导依赖于小扰动线性化假设，当轨迹严重偏离标准轨迹时，制导精度将严重退化。NPC制导最为显著的不足之处在于计算量相对较大，涉及在线迭代计算，因而存在可靠性问题。针对ETPC与NPC制导存在的问题，现有技术采用航路点设计策略，将标准轨迹进入制导与NPC制导相结合，提出一种混合制导方法。现有技术也研究提出了基于在线迭代计算参考轨迹的混合再入制导方法。但是，从算法设计的角度看，现有的技术的核心算法仍然是NPC与ETPC算法，而并未提出新的算法以解决上述问题，其本质涉及多种算法的在线运用。现有的技术虽然在一定程度上降低了计算量或者改善了制导精度，但是其性能的获得多数仍然是依赖于在线迭代计算策略，对星载计算机提出了高性能的要求。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对大偏差、强扰动情况下，ETPC制导鲁棒性弱，适应性差，而NPC制导计算量大等问题，提出了半解析的进入制导算法，在不明显增加在线计算量的同时，有效地提高了制导精度。该方法不依赖于在线迭代策略，易于工程实现，具有良好鲁棒性。实现本专利技术的技术方案如下：一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：火星大气进入段的着陆器作为研究对象，设定火星大气相对火星表面静止，给出火星固连坐标系的定义以及该坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组；步骤2：对火星固连坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组进行处理，设定航向角在进入过程始终保持不变，始终与预测时刻的航向角相等，得到用于终端纵程误差的数值预测模型，考虑离心加速度与哥氏加速度的影响，同时对预测模型进行在线的更新保证高精度的纵程误差预测；步骤3：以预测的终端纵程误差为校正对象，对ETPC制导的原理性误差产生机理进行分析并改进，设计解析的终端纵程误差校正。上述技术方案中，步骤1具体包括：步骤101：火星固连坐标系：该坐标系固连于火星，是一个动坐标系，其基准平面是火星平赤道面，X轴在基准平面内指向火星本初子午线与基准面的交线方向，Z轴垂直于基准平面指向火星北极；Y轴与其他两轴构成右手直角坐标系，火星的本初子午线定义为通过南半球的一个叫Airy-0的陨石坑的子午线；步骤102：在描述大气层内的着陆器与火星的相对运动时，设定火星大气与火星固连，并忽略风的影响，则着陆器自由度质心运动方程在火星固连坐标系下描述为：其中，r为着陆器质心与火星质心的距离；θ和φ为着陆器的经度和纬度，用于描述着陆器在火星固连球坐标系下的位置；V为着陆器相对于火星的速度大小；γ为着陆器相对于火星的航迹角；ψ为着陆器相对于火星的航向角；σ为着陆器倾侧角，用于描述着陆器相对于火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；Ωm和μm分别为火星的转到角速度和引力常数；gr和gφ为重力加速度；L和D着陆器的阻力和升力加速度，由下式子给出：式中，m为着陆器质量，CL和CD分别为升力和阻力加速度系数。Sref为气动特征面积。ρ火星大气密度，采用一阶的指数函数来描述：ρ＝ρsexp(-hmola/hs)(6)式中，ρs为参考密度，hs为大气密度标高；CV、Cγ与Cψ为离心加速度和哥氏加速度，CV、Cγ与Cψ为：上述技术方案中，步骤2具体包括：步骤201：忽略横向运动对轨迹参数的影响，此时设定：公式(10)既保证了足够的精度，又简化了制导算法设计，引入倾侧角变号逻辑。步骤201：定义状态变量：x＝[rφVγs]T(11)则：式中s为待飞的纵向航程，rmars为计算航程的火星参考半径，kL与kD分别为升力加速度与阻力加速度更新因子，初始值均为1，更新算法为：输入量与为：式中τ∈[0,1]为增益系数，Dmea与Lmea分别为当前测量得到的阻力加速度值与升力加速度值，Dest＝0.5ρV2CDSref与Lest＝0.5ρV2CLSref为当前利用公式估计得到的阻力加速度值和升力加速度值；采用龙格库塔方法对式进行数值积分直至相对速度减小为开伞速度，获得预测的终端纵程误差为：式中，spre为预测得到的待飞纵程，sdesired为期望的待飞纵程。上述技术方案中，步骤3具体包括：步骤301、ETPC制导的表达式为：式中，(L/D)V,cmd与(L/D)V,ref分别为纵向升阻比指令以及标准的纵向升阻比，后者由标准轨迹计算得到；K3为过控系数，工程设计经验表明该系数可增强航程控制的鲁棒性；V0为当前的相对速度，作为独立变量用于插值计算标准轨迹；F1、F2和F3为控制增益系数，其详细的表达式可由线性系统摄动理论推导得到；ΔR、以及ΔD分别为当前时刻，进入轨迹相对于标准轨迹的纵程误差、高度变化率误差以及阻力加速度误差；在ETPC制导表达式中，预测的终端纵程误差由线性化模型计算得到，其表达式为：ΔRpre＝ΔR(t0)+λV(t0)ΔV(t0)+λh(t0)Δh(t0)+λγ(t0)Δγ(t0)(17)式中，t0为当前时刻，λV、λh以及λγ为灵敏度系数。当采用相对速度作为独立变量时，式：重新表示为：ΔRpre＝ΔR(V0)+λh(V0)Δh(V0)+λγ(V0)本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：火星大气进入段的着陆器作为研究对象，设定火星大气相对火星表面静止，给出火星固连坐标系的定义以及该坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组；步骤2：对火星固连坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组进行处理，设定航向角在进入过程始终保持不变，始终与预测时刻的航向角相等，得到用于终端纵程误差的数值预测模型，考虑离心加速度与哥氏加速度的影响，同时对预测模型进行在线的更新保证高精度的纵程误差预测；步骤3：以预测的终端纵程误差为校正对象，对ETPC制导的原理性误差产生机理进行分析并改进，设计解析的终端纵程误差校正。

【技术特征摘要】
1.一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：火星大气进入段的着陆器作为研究对象，设定火星大气相对火星表面静止，给出火星固连坐标系的定义以及该坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组；步骤2：对火星固连坐标系下着陆器的三自由度质心运动方程组进行处理，设定航向角在进入过程始终保持不变，始终与预测时刻的航向角相等，得到用于终端纵程误差的数值预测模型，考虑离心加速度与哥氏加速度的影响，同时对预测模型进行在线的更新保证高精度的纵程误差预测；步骤3：以预测的终端纵程误差为校正对象，对ETPC制导的原理性误差产生机理进行分析并改进，设计解析的终端纵程误差校正。2.根据权利要求1所述一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于：步骤1具体包括：步骤101：火星固连坐标系：该坐标系固连于火星，是一个动坐标系，其基准平面是火星平赤道面，X轴在基准平面内指向火星本初子午线与基准面的交线方向，Z轴垂直于基准平面指向火星北极；Y轴与其他两轴构成右手直角坐标系，火星的本初子午线定义为通过南半球的一个叫Airy-0的陨石坑的子午线；步骤102：在描述大气层内的着陆器与火星的相对运动时，设定火星大气与火星固连，并忽略风的影响，则着陆器自由度质心运动方程在火星固连坐标系下描述为：其中，r为着陆器质心与火星质心的距离；θ和φ为着陆器的经度和纬度，用于描述着陆器在火星固连球坐标系下的位置；V为着陆器相对于火星的速度大小；γ为着陆器相对于火星的航迹角；ψ为着陆器相对于火星的航向角；σ为着陆器倾侧角，用于描述着陆器相对于火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；Ωm和μm分别为火星的转到角速度和引力常数；gr和gφ为重力加速度；L和D着陆器的阻力和升力加速度，由下式子给出：式中，m为着陆器质量，CL和CD分别为升力和阻力加速度系数。Sref为气动特征面积。ρ火星大气密度，采用一阶的指数函数来描述：ρ＝ρsexp(-hmola/hs)(6)式中，ρs为参考密度，hs为大气密度标高；CV、Cγ与Cψ为离心加速度和哥氏加速度，CV、Cγ与Cψ为：3.根据权利要求2所述一种半解析的火星进入制导方法，其特征在于：步骤2具体包括：步骤201：忽略横向运动对轨迹参数的影响，此时设定：公式(10)既保证了足够的精度，又简化了制导算法设计，引入倾侧角变号逻辑。步骤201：定义状态变量：x＝[rφVγs]T(11)则：式中s...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑艺裕，李绿萍，宋君强，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31