火星大气辅助降轨预测制导方法技术

本发明专利技术公开的火星大气辅助降轨预测制导方法，属于深空探测技术领域。本发明专利技术实现方法为：给出探测器在火星大气内的动力学方程；为方便制导律设计，将其转换成火星赤道固连坐标系下的动力学模型；在此基础上设计包含两个滑模面的制导律，无需给出探测器的整个参考运动轨迹，只需要探测器离开大气时的目标状态；此外，本发明专利技术使用预测制导方法预测飞行过程中探测器的最大热流密度，通过调节滑模面增益，使探测器的最大热流密度最小。本发明专利技术能够使探测器在初始误差和大气扰动条件下实现高精度制导，减少甚至消除仅有单个滑模面时产生的抖振，并降低探测器的热流密度，保证探测器降轨过程的安全性。过程的安全性。过程的安全性。

【技术实现步骤摘要】
火星大气辅助降轨预测制导方法


[0001]本专利技术涉及一种火星大气辅助降轨方法，尤其涉及一种火星大气辅助降轨预测制导方法，属于深空探测


技术介绍

[0002]在火星探测过程中，采用气动辅助降轨方式，通过火星上层大气阻力作用来改变探测器速度，从而使探测器达到预定轨道，可以有效降低燃料消耗，降低探测任务成本。然而，由于入轨精度有限，探测器进入大气时轨道的初始误差较大，加之大气扰动使得探测器利用火星大气进行辅助降轨时无法准确地以目标状态离开火星大气，进而影响最终入轨精度。因此在制导律设计中需要考虑初始误差和外部扰动带来的制导精度问题。
[0003]结合工程实际，在探测器进入火星大气过程中，探测器与火星大气摩擦产生气动热，如果热流密度大于探测器设计时能承受的最大热流密度，将会对探测器的安全产生威胁。因此在大气辅助降轨制导律设计中，有必要在满足制导精度的前提下，减小飞行过程中的热流密度。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是针对火星大气辅助降轨过程中探测器进入大气初始误差以及大气扰动带来的控制精度差的问题，提出一种火星大气辅助降轨预测制导方法。该方法能够在初始误差和大气扰动条件下实现高精度制导，通过设计两个滑模面，减少甚至消除仅有单个滑模面时产生的抖振，同时通过预测飞行过程中的最大热流，调节滑模面增益，从而降低探测器在大气辅助降轨过程中的最大热流密度。
[0005]本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。
[0006]本专利技术公开的火星大气辅助降轨预测制导方法，给出了探测器在火星大气内的动力学方程，为方便制导律设计，将其转换成火星赤道固连坐标系下的动力学模型。在此基础上设计滑模制导律，无需给出探测器的整个参考运动轨迹，只需要探测器离开大气时的目标状态。最后通过预测制导方法给出滑模面增益，降低探测器承受的最大热流密度。
[0007]本专利技术公开的火星大气辅助降轨预测制导方法，包括如下步骤：
[0008]步骤1、建立火星探测器大气内的动力学模型。
[0009]由于探测器降轨过程时间短，火星自转速度对探测器降轨过程没有影响，可以忽略。探测器在火星大气内运动的动力学模型为
[0010][0011]其中，r是火星质心到探测器质心的距离，θ是经度，φ是纬度，V是探测器相对火星的速度大小，γ是航迹角，ψ是航向角，D是阻力加速度，L是升力加速度，μ是火星引力常数，σ是倾侧角，C
D
是探测器阻力系数，C
L
是探测器升力系数，ρ是火星大气密度，S是探测器参考面积，m是探测器质量。为方便制导律设计，将式(1)转换成火星的火心赤道固连坐标系下表示的动力学模型。
[0012][0013]其中，火心固连坐标系以火星质心O
M
为原点，O
M
X
M
轴在赤道平面内指向0
°
经线，O
M
Z
M
轴指向火星北极，O
M
Y
M
轴与O
M
X
M
轴、O
M
Z
M
轴形成右手法则。探测器位置矢量r＝[r
x
,r
y
,r
z
]T
，速度矢量v＝[v
x
,v
y
,v
z
]T
，状态量x＝[r,v]T
，u为控制量，a
p
＝[a
px
,a
py
,a
pz
]T
为扰动加速度，且
[0014][0015]步骤2、设计滑模制导律，实现高精度降轨制导。
[0016]在火星大气辅助降轨问题中，探测器为一个二阶系统，制导指令往往与滑动模态向量的二阶导数相关，因此可以使用双滑模面控制原理来减少或消除抖振。
[0017]步骤2.1：设计第一个滑模面。
[0018]第一个滑模面s1＝[s
11
,s
12
,s
13
]T
设计为
[0019][0020]其中，r
d
＝[r
dx
,r
dy
,r
dz
]T
表示探测器离开大气时目标位置矢量。第一个滑模面关于时间的一阶微分为
[0021][0022]其中，v
d
＝[v
dx
,v
dy
,v
dz
]T
表示探测器离开大气时目标速度矢量。跟踪制导目标为，在有限时间t
F
内，s1→
0，对于火星大气辅助降轨问题，探测器离开大气时的目标速度矢量不随时间变化，因此滑模面s1的二阶微分为：
[0023][0024]将设为虚拟制导律，通过反步法使一阶滑模面能够在有限时间收敛至0。因此虚拟制导律为：
[0025][0026]其中，Λ＝diag(Λ1,Λ2,Λ3)是对角矩阵形式的滑模面增益。为了使第一个滑模面为0，虚拟制导律必须全局稳定。
[0027]步骤2.2：采用Lyapunov函数对全局稳定性进行分析。
[0028][0029]Lyapunov函数一阶导数为
[0030][0031]由式(9)可以看出设计的虚拟制导律稳定。为了使滑模面和滑模面的一阶导数能够在有限时间到达0，滑模面增益Λ需要满足一定的条件。
[0032]步骤2.3：分析滑模面增益Λ＝diag(Λ1,Λ2,Λ3)满足的条件。
[0033]将式(7)进行分离变量得到
[0034][0035]其中i＝1,2,3表示滑模面的分量。对式(10)进行积分得
[0036]ln(s
1i
)＝Λ
i ln(t
F
‑
t)+C
i (11)
[0037]滑模面初始条件s1(0)＝s
10
＝[s
110
,s
120
,s
130
]T
，两边同时取指数得
[0038][0039]其一阶微分为
[0040][0041]因此，当滑模面增益Λ
i
>1(i＝1,2,3)时，滑模面及其微分在t
→
t
F
时能够收敛至0。
[0042]步骤2.4：设计第二个滑模面。
[0043]在开始降轨时，探测器的初始条件往往不满足式(7)。通过设计第二个滑模面，使探测器能够从初始状态进行机动使得位置速度满足式(7)的轨迹。第二个滑模面s2＝[s
21
,s
22
,s
23
]T
设计为：
[0044][0045]其一阶微分为
[0046][0047]将式(6)代入式(15)得本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.火星大气辅助降轨预测制导方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1、建立火星探测器大气内的动力学模型；探测器在火星大气内运动的动力学模型为：其中，r是火星质心到探测器质心的距离，θ是经度，φ是纬度，V是探测器相对火星的速度大小，γ是航迹角，ψ是航向角，D是阻力加速度，L是升力加速度，μ是火星引力常数，σ是倾侧角，C
D
是探测器阻力系数，C
L
是探测器升力系数，ρ是火星大气密度，S是探测器参考面积，m是探测器质量；为方便制导律设计，将式(1)转换成火星的火心赤道固连坐标系下表示的动力学模型；其中，火心固连坐标系以火星质心O
M
为原点，O
M
X
M
轴在赤道平面内指向0
°
经线，O
M
Z
M
轴指向火星北极，O
M
Y
M
轴与O
M
X
M
轴、O
M
Z
M
轴形成右手法则；探测器位置矢量r＝[r
x
,r
y
,r
z
]
T
，速度矢量v＝[v
x
,v
y
,v
z
]
T
，状态量x＝[r,v]
T
，u为控制量，a
p
＝[a
px
,a
py
,a
pz
]
T
为扰动加速度，且步骤2、设计滑模制导律，实现高精度降轨制导；
步骤2.1：设计第一个滑模面；第一个滑模面s1＝[s
11
,s
12
,s
13
]
T
为：其中，r
d
＝[r
dx
,r
dy
,r
dz
]
T
表示探测器离开大气时目标位置矢量；第一个滑模面关于时间的一阶微分为：其中，v
d
＝[v
dx
,v
dy
,v
dz
]
T
表示探测器离开大气时目标速度矢量；跟踪制导目标为，在有限时间t
F
内，s1→
0，对于火星大气辅助降轨问题，探测器离开大气时的目标速度矢量不随时间变化，因此滑模面s1的二阶微分为：将设为虚拟制导律，通过反步法使一阶滑模面能够在有限时...

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