有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备制造方法及图纸

本申请涉及一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备。所述迭代制导方法的思想是在多脉冲滑移轨道规划的基础上，下一个脉冲速度增益计算是对前一次脉冲因为有限推力产生的干扰进行实时校正计算，利用双脉冲原理，但是对于当前状态的计算是根据导航测量得到的相对状态，这样依次迭代校正，最后一个脉冲是不能校正的，其有限推力引起的误差就是制导误差。

【技术实现步骤摘要】
有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备
本申请涉及航天器制导
，特别是涉及一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备。
技术介绍
近程交会涉及两个飞行器的相对运动，是交会过程的后期阶段，依赖于相对导航方式接近目标，导航设备包括相对GPS，激光雷达等。双脉冲轨道转移理论上可以实现轨道交会，但是由于第二个脉冲的速度增益可能较大无法实现精确控制，达不到交会的目的，而需要研究多脉冲转移，但多脉冲转移没有唯一解，理论上具有无穷多个解，也就是与脉冲发生的时刻、脉冲大小及其次数有关。通常要进行优化，工程上为简化多脉冲求解，往往给定约束轨道和交会时间，从中选取脉冲数、及其发生时刻、脉冲大小，获得次优解。如果多冲量机动每次冲量施加的时间不固定，直接对机动时间和能量进行优化需要解一个非常复杂的非线性问题。
技术实现思路
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够提高控制精度的一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备。一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法，所述方法包括：<br>获取初始时刻和本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法，其特征在于，所述方法包括：/n获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据所述初始时刻和所述交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数；/n获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；所述状态矢量包括位置矢量和速度矢量；/n设置初始时刻为当前脉冲时刻；/n根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵；/n根据所述追踪器位置矢量、所述追踪器速度矢量、所述目标器位置矢量、所述目标器速度矢量以及所述转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据...

【技术特征摘要】
1.一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法，其特征在于，所述方法包括：
获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据所述初始时刻和所述交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数；
获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；所述状态矢量包括位置矢量和速度矢量；
设置初始时刻为当前脉冲时刻；
根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵；
根据所述追踪器位置矢量、所述追踪器速度矢量、所述目标器位置矢量、所述目标器速度矢量以及所述转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据标准轨道方程，得到下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量；
根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将所述相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益；
根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据所述绝对速度增益，确定有限推力；根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；
对真空段J2000坐标系中目标器动力学方程和追踪器动力学方程在当前脉冲时刻与下一脉冲时刻之间进行积分，得到下一脉冲时刻目标器状态矢量以及追踪器的状态矢量；更新当前脉冲时刻，进行下一次迭代制导，直到下一脉冲为最后一个脉冲为止；
根据推力加速度投影在发动机工作时间内进行积分，得到追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再在最后一个脉冲时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的直角坐标速度和速度；
根据最后一个脉冲时刻追踪器的速度矢量和目标器的速度矢量，得到迭代制导速度误差。


2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，轨道根数包括：轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及指定历元的平近点角；
根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵，包括：
根据当前脉冲时刻目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到经典轨道根数、偏近点角、真近点角以及纬度幅角；
根据轨道根数的轨道偏心率和平近点角，确定偏近点角；所述偏近点角的计算公式如下：



其中：E代表偏近点角；M代表平近点角，e代表轨道偏心率；
根据偏近点角和真近点角f之间的关系，得到真近点角，真近点角f与偏近点角E的关系式为：



其中：f代表真近点角；E代表偏近点角；e代表轨道偏心率；
将所述近地点幅角和所述真近点角求和，得到距升交点纬度幅角；
根据距升交点纬度幅角、轨道倾角以及升交点赤经，确定J2000坐标系到目标轨道坐标系的当前脉冲时刻转换矩阵；所述当前脉冲时刻转换矩阵的计算公式为：
A(tm)＝AuAiAΩ
其中：u代表距升交点纬度幅角；i代表距升交点纬度幅角；Ω代表升交点赤经；AΩ，Ai，Au为旋转矩阵，分别为：





3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将所述相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益，包括：
根据当前脉冲时刻相对位置矢量和下一脉冲时刻相对位置矢量，得到当前脉冲施加后的相对速度；所述当前脉冲施加后的相对速度的计算公式为：






其中：ρm+1代表下一脉冲时刻相对位置矢量；ρm代表当前脉冲时刻相对位置矢量；代表下一个脉冲施加之前的相对速度矢量，代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；






其中nτ不为π的整数倍；τ＝T/N，T代表多脉冲交会迭代制导的总时间，N代表脉冲数；
根据当前脉冲施加前后的相对速度矢量，确定当前脉冲时刻速度增益矢量；根据下一脉冲施加前后的相对速度矢量，确定下一脉冲时刻的速度增益矢量；所述当前脉冲时刻速度增益矢量和所述下一脉冲时刻的速度增益矢量计算公式如下：



其中代表当前脉冲时刻速度增益矢量，代表下一脉冲时刻的速度增益矢量，代表当前脉冲施加前的相对速度矢量，代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；代表下一脉冲施加前的相对速度矢量，代表下一脉冲施加后的相对速度矢量。


4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据所述绝对速度增益，确定有限推力；根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影，包括：
根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角以及发动机工作时间；所述偏航角计算公式和俯仰角的计算公式为：






其中，ψ代表偏航角、代表俯仰角，ΔVx、ΔVy、ΔVz代表绝对速度增益在X、Y、Z轴上的分量，m0是当前质量，tgo是发动机工作时间，是变轨发动机理论秒流量；
发动机工作时间计算公式为：



其中m0代表变轨发动机的初始质量，代表变轨发动机理论秒流量；tgo代表发动机工作时间，Ue代表变轨发动机的有效排气速度，ΔV代表理想速度增益，
根据所述绝对速度增益，确定有限推力；
根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影的表达式为：



其中，ax、ay、az代表推力加速度在X、Y、Z轴上的投影，F代表有限推力，ψr代表相对目标坐标系的偏航角，代表相对目标坐标系的俯仰角，A-1代表当前脉冲时刻的转移矩阵，m0代表变轨发动机的初始质量，代表变轨发...

【专利技术属性】
技术研发人员：高兴龙，刘新建，李志辉，陈钦，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51