[发明专利]一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法

说明书

本发明公开一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，所述方法包括：S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；S3：确定指令姿态跳变的需要速度阈值；S4：根据需要速度大小确定指令姿态，本发明通过设置确定指令姿态跳变的需要速度阈值，在导航速度误差导致的指令姿态跳变过大时采用了固定指令姿态，空间欧拉角很小，使姿态角可以很容易地跟随指令姿态，使轨控发动机可以连续开机，提高制动效果，降低成本。

技术领域

本发明涉及飞行器控制领域。更具体地，涉及一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法。

背景技术

返回式飞行器离轨制动期间的指令姿态关系到离轨制动的效果。指令姿态的确定主要有两种方法：一种是地面人员经过大量的地面计算，确定离轨制动期间飞行器的制动俯仰角和偏航角，在飞行器过境时，通过上注的方式的传给飞行器，飞行器在离轨制动时刻，按照地面的指令姿态调整姿态，并开启轨控发动机，实施离轨制动。该方法本质上是一种开环的离轨制动方法，对于姿态指向精度要求很高，在陀螺等姿态敏感器精度较差时，会导致指向精度变差，进而影响再入精度。另一种是采用飞行器制动期间实时计算的方法，即飞行器根据当前位置与再入点位置关系以及其他约束条件，实时计算需要速度减量的矢量方向，据此计算指令姿态，实时调整飞行器姿态到指令姿态，并开启轨控发动机，实施离轨制动。该方法克服了开环离轨制动再入精度较差的缺点，因此倍受青睐。目前一些先进的返回式飞行器已经开始采用该方法，由于这些飞行器惯组精度很高，因此整个离轨制动期间进行纯惯性导航，导航结果连续，指令姿态不存在跳变的现象，再入精度也很高。然而，出于降低成本的考虑，当采用低等级的惯性导航设备，精度较差，为了确保离轨制动期间的导航精度，在整个离轨制动期间，必须辅助于GPS导航。GPS设备的长时间精度较高，但是短时间精度较低。在离轨制动末期，需要速度减量很小时，GPS速度的误差会导致需要速度减量的跳动，进而导致指令姿态的频繁跳变。在指令姿态跳变较大时，飞行器的实际姿态无法实时跟踪指令姿态，轨控开机不连续，进而影响制动效果。

因此，需要提供一种成本低、制动效果好的返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法。

发明内容

本发明的一个目的在于提供一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，采用低等级的惯性导航设备配以GPS导航，改善指令姿态跳变以及轨控开机状态，保证制动效果的同时节省成本。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明公开了一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，所述方法包括：

S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；

S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；

S3：确定指令姿态跳变的需要速度阈值；

S4：根据需要速度大小确定指令姿态。

优选地，所述指令速度为

其中，

其中，为J2000坐标系中飞行器当前的位置矢量，为J2000坐标系中再入点的位置矢量，为与的叉乘的Z轴分量，γ_T为再入角，f_M为地球引力常数与地球质量之乘积，V_xr、V_yr、V_zr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。

优选地，所述需要速度为

dv_x＝V_xr-V_xi