[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

说明书

本发明公开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，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在地球质心惯性系下建立探测器动力学方程；将探测器在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。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，所述的相应终止条件为探测器的发动机满足关机条件建立探测器动力学方程，根据打靶方程求解中途修正脉冲，进行轨道中途修正，使探测器到达目标星体附近目标轨道，即实现低推重比的星际精确转移。本发明具有计算速度快、收敛性好、适用性强的优点。

技术领域

本发明涉及一种适用于低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，特别涉及一种由近地圆轨道上点出发利用有限推力迭代制导的方式直接进入星际转移轨道，结合中途修正精确到达满足约束的星际转移预定轨道的方法，属于航空航天领域。

背景技术

在星际探索过程中，转移入轨是关键环节。针对星际转移过程中主发动机推力幅值有限，变轨时间较长，传统冲量变轨方法误差较大等问题，开展星际转移过程有限推力迭代制导问题研究。本发明结合给定的星际转移轨道射入点时间、位置及速度误差需求(或轨道根数，均以误差范围形式给出)等，提出一种按时间分段的有限推力迭代制导方法，可有效解决低推重比的精确制导问题。

在已发展的有限推力迭代制导的研究中，在先技术[1](参见液体运载火箭的一种迭代制导方法[J]《中国科学：技术科学》，茹家欣，2009(4)：696-706)，基于最优控制理论，以推力方向为控制变量，导出了迭代制导方法。但该方法不适用从低轨到星际转移轨道的直接转移，在应用时收敛性较低，从而无法解决此类轨道转移问题。

在先技术[2](参见基于最优解析解的运载火箭大气层外自适应迭代制导方法[J]《航空学报》，傅瑜，陈功，卢宝刚，郭继峰，崔乃刚，2011，32(9)：1696-1704)，基于牛顿迭代法，导出了雅克比矩阵的解析式，求解了最优轨迹约束方程，从而得到相应的控制策略。但该方法相对计算时间较长，且在从低轨到星际转移轨道的直接转移问题的求解过程中，会出现求解约束方程时不收敛的问题，所以无法解决此类轨道转移问题。

发明内容

本发明公开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，适用于低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导，要解决的技术问题是：在推重比较低的情况下，以迭代制导的方式，提供一种从近地圆轨道出发直接进入星际转移轨道、加中途修正后到达行星附近的制导方法，具有计算速度快、收敛性好、适用性强的优点。

所述推重比较低指较背景技术中在先技术[1]、[2]中的推重比低。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开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，在地球质心惯性系下建立探测器动力学方程。将探测器在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。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轨道的直接转移，所述的相应终止条件为探测器的发动机满足关机条件在建立探测器动力学方程的基础上，根据打靶方程求解中途修正脉冲，进行轨道中途修正，使探测器到达行星附近目标轨道，即实现低推重比的星际精确转移。

本发明公开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，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。

探测器在地球大气层外运动，其动力学模型在惯性坐标系上的表达式为：