[发明专利]一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法

摘要

本发明公开了一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法，首先在一次再入下降段通过低通滤波器获得大气密度比例因子和升阻比比例因子的在线估计值，实施轨迹预报并修正落点偏差，同时建立大气密度比例因子与高度的拟合函数关系；在一次再入上升段和二次再入段初期，通过建立的拟合函数获得大气密度比例因子，同时在线估计探月飞船的升阻比比例因子，实施轨迹预报并修正落点偏差；二次再入段后期，在线估计大气密度比例因子和升阻比比例因子，实施轨迹预报并修正落点偏差。本发明提高了制导算法的鲁棒性和精度；具有对真实大气模型更好的适应性。

主权项

1.一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法，其特征在于，该方法为：1）当探月飞船高度下降到H_max时，开始再入制导，设定大气密度比例因子的初始估计值和飞船升阻比的初始估计值2）从再入制导的第一个制导周期起始时刻t_1,1至一次再入跃起点时刻t_N,1的时间段内，在该时间段中的任一个制导周期起始时刻t_k,1，执行以下步骤：2a）设当前时刻为t_k,1，测量得到t_k,1时刻探月飞船的视加速度根据惯性导航原理得到探月飞船t_k,1时刻的飞行高度H_k,1和高度变化率根据计算得到t_k,1时刻探月飞船阻力加速度的测量值D_{m_k,1}和升力加速度的测量值L_{m_k,1}，进而得到t_k,1时刻升阻比的测量值2b）由阻力加速度的测量值D_{m_k,1}计算t_k,1时刻大气密度的估计值ρ_{m_k,1}，根据探月飞船t_k,1时刻的水平高度H_k,1求出t_k,1时刻标称大气模型的大气密度ρ_{0_k,1}，从而得到探月飞船t_k,1时刻的大气密度比例因子2c）滤除大气密度比例因子和飞船升阻比的高频噪声，得到t_k,1时刻大气密度比例因子的估计值和探月飞船升阻比的估计值Kρ_est[k,1]=(1-Kgρ)Kρm_k,1+KgρKρ_est[k-1,1];]]>(LD)est[k,1]=(1-KgLD)(LD)m_k,1+KgLD(LD)est[k-1,1];]]>上式中，为t_k,1时刻的上一时刻t_k-1,1时刻大气密度比例因子的估计值，的初始值为K_gρ为大气密度滤波因子；为t_k-1,1时刻探月飞船升阻比的估计值，的初始值为K_gLD为升阻比滤波因子；则t_k,1时刻的升阻比比例因子的计算公式为：KLD_est[k,1]=(LD)est[k,1]/(LD)0[k,1]]]>上式中，为t_k,1时刻对应的探月飞船的标称升阻比，可由探月飞船上存储的气动系数获得；2d）存储t_k,1时刻探月飞船的飞行高度H_k,1和大气密度比例因子的估计值2e）利用数值预测-校正制导方法进行制导，预测过程假定大气密度比例因子和升阻比比例因子为常值，得到再入过程中升力加速度L_pre和阻力加速度D_pre的估计值；通过动力学积分，预报出探月飞船的飞行轨迹，进而修正落点偏差；在一次预测过程中，从当前时刻t_k,1到再入终止时刻内探月飞船的阻力加速度D_{pre_k+n}的计算公式为：Dpre_k+n=Kρ_est[k,1]CD0_k+nρ0_k+nvk+n2S2m;]]>上式中，m为探月飞船的质量；S为探月飞船参考面积；下标k+n表示自当前时刻t_k,1起之后的第n个制导周期，ρ_{0_k+n}为由标准大气模型获得的大气密度，C_{D0_k+n}为由探月飞船上装载的气动数据获得的气动阻力系数，v_k+n为探月飞船的速度；在一次预测过程中，从当前t_k,1时刻到再入终止时刻内探月飞船的升力加速度L_{pre_k+n}的计算公式为：Lpre_k+n=KLD_est[k,1]Kρ_est[k,1]CL0_k+nρ0_k+nvk+n2S2m;]]>其中，C_{L0_k+n}为由探月飞船上存储的气动数据获得的气动升力系数；2f）重复上述步骤2a）～2e），直到探月飞船的高度变化率为0，即探月飞船到达再入轨迹的跃起点，进入步骤3）；3）记录探月飞船在所述跃起点的高度H_min，根据上述步骤2e）中从再入制导的第一个制导周期起始时刻t_1,1至一次再入跃起点时刻t_N,1的时间段内存储的探月飞船高度数据H和大气密度比例因子估计值数据K_{ρ_est}，利用下式拟合高度H和大气密度比例因子的估计值K_{ρ_est}之间的关系：K_{ρ_est}=A·H；其中H=11...1H1,1H2,1HN,1H1,12H2,12HN,12H1,13H2,13...HN,13H1,14H2,14HN,14H1,15H2,15...HN,15;]]>Kρ_est=[Kρ_est[1,1],Kρ_est[2,1],...,Kρ_est[N,1]];]]>A=[a₀,a₁,a₂,a₃,a₄,a₅]，a₀～a₅为拟合系数，可根据最小二乘法解出A=K_{ρ_est}·H^T(HH^T)^-14）设定一次再入上升段探月飞船升阻比的初始估计值为5）在探月飞船的一次再入上升段，由第一个制导周期起始时刻t_1,2至探月飞船飞行高度到达H_max的时刻t_N,2的时间段内，在该时间段中的任一时刻t_k,2内，执行以下步骤：5a）由惯导系统测量得到探月飞船的视加速度根据计算探月飞船阻力加速度的测量值D_{m_k,2}和升力加速度的测量值L_{m_k,2}，进而得到升阻比的测量值滤除升阻比测量值的高频噪声，得到探月飞船升阻比的估计值(LD)est[k,2]=(1-KgLD)(LD)m_k,2+KgLD(LD)est[k-1,2]]]>上式中，为t_k,2时刻的上一时刻t_k-1,2时刻探月飞船升阻比估计值，的初始值为K_gLD为升阻比滤波因子，为t_k,2时刻探月飞船升阻比测量值；则t_k,2时刻升阻比比例因子估计值为t_k,2时刻对应的探月飞船的标称升阻比；5b）利用下式求解t_k,2时刻大气密度比例因子估计值Kρ_est[k,2]=a0+a1Hk,2+a2Hk,22+a3Hk,23+a4Hk,24+a5Hk,25;]]>H_k,2为t_k,2时刻探月飞船的飞行高度；当H_k>H_max时，忽略大气影响；当H_k,2<H_min时，为探月飞船在一次再入跃起点高度为H_min处大气密度比例因子的估计值；5c）利用数值预测-校正制导方法，假定升阻比比例因子为常值，利用下式估计一次预测过程中从当前时刻到再入结束前的阻力加速度Dpre_Hk=Kρ_estHkCD0_Hkρ0_HkvHk2S2m;]]>为当前高度H_k下的气动阻力系数，可由飞船上存储的气动数据获得；为当前高度H_k处的大气密度，可根据标准大气模型计算得到；为探月飞船速度，可由导航系统提供；为当前高度H_k下的大气密度比例因子的估计值；利用下式估计一次预测过程中从当前时刻到再入结束前的升力加速度Lpre_Hk=KLD_est[k,2]Kρ_estHkCL0_Hkρ0_HkvHk2S2m;]]>为当前高度H_k处对应的气动升力系数，可由飞船上存储的气动数据获得；将预估得到的探月飞船阻力加速度和升力加速度代入动力学方程中进行积分，得到预测的探月飞船飞行轨迹，并通过修正当前时刻的制导指令减小落点偏差；6）当探月飞船跃起高度大于H_max时，制导系统停止工作；当探月飞船到达跃起段的最高点并再次下降到H_max后，二次再入制导段开始，在二次再入制导段初期，即探月飞船高度大于H_min时，制导系统按照步骤5）的流程工作；在二次再入制导段后期，即探月飞船高度小于H_min时，制导系统按照步骤2）的流程工作，直到探月飞船到达开伞点高度H_end。