[发明专利]一种开伞点高度跟踪的火星大气进入段解析制导方法

说明书

本发明公开的一种开伞点高度跟踪的火星大气进入段解析制导方法，属于深空探测领域。本发明实现步骤如下：建立火星大气进入段探测器动力学模型；根据小扰动理论，求解开伞点高度跟踪的解析制导律；将制导目标取为开伞点高度和开伞点航程的加权值，并根据制导目标求解协态控制变量，实现重新设计和存储协态控制变量，将求解的协态控制变量带入开伞点高度跟踪的解析制导律；并通过将火星大气进入段制导划分为预偏转、航程跟踪、航程‑高度跟踪和横程跟踪四个阶段，在航程跟踪阶段和航程‑高度跟踪阶段分别应用开伞点高度跟踪的解析制导律制导，实现合理利用探测器有限的控制能力来同时跟踪开伞点航程和高度，减小开伞点高度损失，同时满足航程精度要求。

技术领域

本发明涉及一种开伞点高度跟踪的火星大气进入段解析制导方法，属于深空探测领域。

背景技术

火星大气进入段是探测器进入、下降和着陆过程的初始阶段，其开伞点(即大气进入段末端)的状态及开伞精度对于最终的着陆成败有重要影响。未来火星着陆任务希望探测器能以高精度着陆于火星表面海拔高、地形复杂的区域，相应的，提高探测器的开伞高度和开伞精度成为设计进入段制导方法时考虑的重点之一。

火星科学实验室任务在大气进入段采取终端控制制导方法，有效减小了探测器的着陆误差椭圆并提高了探测器的最终着陆高度。终端控制制导方法采取离线设计轨迹、在线跟踪的方式，仅在设计参考轨迹时考虑开伞点高度，跟踪过程中仅修正航程偏差和航向角偏差。在实际飞行过程中，当大气进入点状态和系统参数存在不确定性，飞行过程中有阵风等扰动时，轨迹跟踪修正过程将引起开伞点高度损失。为了保证开伞点高度能满足着陆需求，需在设计制导律时考虑高度跟踪。

发明内容

本发明公开的一种开伞点高度跟踪的火星大气进入段解析制导方法，要解决的技术问题是根据新的制导目标，重新设计和存储协态控制系数，实现合理利用探测器有限的控制能力来同时跟踪开伞点航程和高度，减小开伞点高度损失，同时满足航程精度要求。所述的探测器有限的控制能力指仅通过调整倾侧角来实现小升阻比探测器运动控制。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种开伞点高度跟踪的火星大气进入段解析制导方法，建立火星大气进入段探测器动力学模型；根据小扰动理论，求解开伞点高度跟踪的解析制导律；将制导目标取为开伞点高度和开伞点航程的加权值，并根据制导目标求解协态控制变量，实现重新设计和存储协态控制变量，将求解的协态控制变量带入开伞点高度跟踪的解析制导律，实现合理利用探测器有限的控制能力来同时跟踪开伞点航程和高度，减小开伞点高度损失，同时满足航程精度要求。

本发明公开的一种开伞点高度跟踪的火星大气进入段解析制导方法，包括如下步骤：

步骤一、建立火星大气进入段探测器动力学模型；

探测器的运动状态向量为x＝[r,θ,φ,γ,ψ]^T，以能量E＝μ/r-V²/2为自变量，则大气进入段动力学模型为公式(1)：

其中：r为探测器距火星质心的距离，V为探测器的速度大小，θ为经度，φ为纬度，γ为飞行路径角，ψ为方位角，ψ＝0表示指向东，倾侧角σ为唯一的控制变量，D和L分别为探测器受到的升力和阻力加速度，计算方法分别如公式(2)、(3)所示：

L＝D·(L/D) (3)

其中，B＝C_DS/m为弹道系数，S为探测器的参考面积，m为探测器质量，L/D为升阻比。ρ为火星大气密度并采用公式(4)的指数模型：

其中，ρ₀为参考密度，r₀为参考半径，h_s为标高。