[发明专利]低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法

权利要求书

1.低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：包括如下步骤，

步骤一：在地球质心惯性系下建立探测器动力学方程，并给定探测器动力学方程的初始条件和终端目标；

步骤二：将探测器在地球质心惯性系下的位置、速度转换到入轨点惯性系下，并表示成轨道根数形式；

步骤三：简化探测器动力学方程，根据制导策略对探测器进行控制，制导至符合相应终止条件后停止制导，探测器进入星际转移轨道，实现探测器从近地轨道到星际转移轨道的直接转移，但无法准确到达目标星体附近目标轨道；所述的相应终止条件为探测器的发动机满足关机条件

步骤四：进行轨道中途修正，使探测器到达目标星体附近目标轨道，即实现低推重比飞行器的星际精确转移；

步骤一实现方法为，

探测器在地球大气层外运动，其动力学模型在地球质心惯性系上的表达式为：

式中为探测器在地球质心惯性系中地心位置矢量，为探测器在地球质心惯性系中速度矢量，为探测器的重力加速度矢量，T为推力大小，m(t)为探测器当前质量，为推力方向单位矢量，I_sp为探测器发动机比冲，g₀为地球海平面平均重力加速度；

初始条件为：

其中t₀为迭代制导初始时间，分别为迭代制导初始位置和速度；

终端目标为：到达目标星体近星点，并满足近星点高度和轨道倾角约束；

步骤二实现方法为，

由地球质心惯性系到入轨点惯性系转换矩阵为：

R＝c_x(π)c_z(π/2)c_z(w_f+θ_f)c_x(i_f)c_z(Ω_f)

其中i_f为入轨点轨道倾角，Ω_f为入轨点升交点赤经，w_f为入轨点近日点幅角，θ_f为入轨点真近点角；c_x为绕x轴旋转矩阵，c_z为绕z轴旋转矩阵；

根据二体运动理论，将表示为轨道根数形式(a,e,i,Ω,w,θ)，其中a为轨道半长轴，e为轨道偏心率，i为轨道倾角，Ω为升交点赤经，w为近日点幅角，θ为真近点角；

步骤三实现方法为，

将步骤一中所述的探测器动力学方程进行简化：

其中为当前点和目标点的平均重力加速度；

在制导过程中，在不对位置进行约束时，则

式(4)中的控制变量I_bx,I_by,I_bz为

其中分别为星际转移轨道上参考点的速度分量，v_x0,v_y0,v_z0分别为当前点的速度分量，g_x0,g_y0,g_z0分别为当前点和目标点的平均引力加速度分量，T_g为探测器预设继续开机时间，W₀为视加速度在(0,T_g)积分；参考点为给定的参考星际转移轨道的入轨点；

W₀，T_g由式(6)和式(7)迭代得到；

其中V_ex为发动机排气速度，单位m/s；τ为探测器质量燃尽时间，单位s

其中R为推进剂每秒消耗量，单位kg/s，m₀为探测器在当前制导周期中的初始质量；

在对位置进行约束时，则只能约束y、z两个方向；

式(4)中的控制变量I_bx,I_by,I_bz为

其中C₁,C₂,C₃与无位置约束时控制变量相同，D₂-E₂t,D₃-E₃t为增加的小量；

令

其中y^*,z^*分别为参考点位置在入轨点惯性系下的y,z轴分量，y₀,z₀分别为飞行器当前位置在入轨点惯性系下的y,z轴分量；W₁为视加速度与时间乘积在(0,T_g)区间积分，使用分部积分得；

W₁＝τW₀-V_exT_g (14)

S₀,S₁分别为视加速度和他与时间乘积在(0,T_g)区间二次积分，相当于W₀,W₁对时间一次积分；

S₀＝T_gW₀-W₁ (15)

得到解：

在制导过程中，为了满足终端质量约束的前提下尽量将收敛性提高，采取以下控制策略：

I_bx＝C₁/λ

I_by＝C₂/λ,T_g＜K

I_bz＝C₃/λ

I_bx＝C₁/λ

I_by＝(C₂+D₂-E₂t)/λ,T_g＞K

I_bz＝(C₃+D₃-E₃t)/λ

其中K为制导切换参数；在控制时，使用剩余时间作为判断依据，进行制导策略的切换；

在制导过程中，中途切换控制策略可能会导致姿态变化率大，因此需要在控制过程中加入姿态变化率上限Δ，即当此时刻计算出的理论姿态与前一制导周期末端姿态相差过大时，使姿态角变化值设为最大变化值，以此保证姿态变化率在可控范围内；

所述控制策略的实际开机时间为T₀，T₀＜T_g，设定探测器的发动机在满足如(18)所示的条件时关机；

其中a_f,e_f为控制末端时刻的半长轴和偏心率，为参考点的半长轴和偏心率，a_p,e_p为给定半长轴和偏心率误差；

当探测器制导至符合如(18)所示的关机条件后停止制导，仅需满足

步骤四实现方法为，

由于步骤三中末端轨道根数与参考点存在偏差，故需加脉冲中途修正使探测器到达目标星体附近目标轨道，使其到达预定目标轨道而不与目标星体相撞，即实现低推重比的星际精确转移；中途修正脉冲求解方法如下：

发动机关机后，由于其他星体引力逐渐增大，故建立探测器动力学方程如下：

其中μ_e,μ_m分别为地球和其它星体的引力常数，为地心到探测器位置矢量，为探测器到其它星体位置矢量；

探测器当前位置为当前速度为为到达目标轨道，需求解出速度以状态为初值，从当前位置利用式(19)进行积分到达近星点，满足打靶方程：

其中r_mb为目标星体半径，h为绕目标星体圆轨道高度

积分终端停止条件为：

为探测器相对其它星体的速度矢量

通过求解打靶方程(20)得到中途修正脉冲为

由于有限推力控制阶段在入轨点惯性系中进行，故到达目标星体的轨道倾角与预定值相差不大。

2.如权利要求1所述的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，其特征在于：步骤四所述中途修正时间定于发动机关机后一天。