本發(fā)明涉及飛行器控制領(lǐng)域。更具體地，涉及一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法。

背景技術(shù)：

空間飛行器的離軌制動是通過軌控發(fā)動機(jī)提供制動力，進(jìn)行速度修正，降低飛行器的速度實(shí)現(xiàn)的。目前主流的速度修正方法有兩種：一種是等時(shí)關(guān)機(jī)方法，即地面人員經(jīng)過大量的地面計(jì)算，確定離軌制動期間飛行器的需要速度減量，并計(jì)算軌控發(fā)動機(jī)的開機(jī)時(shí)間，在飛行器過境時(shí)，通過上注的方式的傳給飛行器，飛行器在離軌制動時(shí)刻，按照地面的指令開啟軌控發(fā)動機(jī)，實(shí)施離軌制動，在到達(dá)發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)刻，關(guān)閉軌控發(fā)動機(jī)，離軌制動結(jié)束。該方法本質(zhì)上是一種開環(huán)的離軌制動方法，對于發(fā)動機(jī)的推力大小偏差以及發(fā)動機(jī)的推力矢量偏差等要求極高，再入精度較差。另一種是等需要速度關(guān)機(jī)方法，采用飛行器制動期間實(shí)時(shí)計(jì)算的方法，即飛行器根據(jù)當(dāng)前位置與再入點(diǎn)位置關(guān)系以及其他約束條件，實(shí)時(shí)計(jì)算需要速度減量的矢量方向，據(jù)此計(jì)算指令姿態(tài)，實(shí)時(shí)調(diào)整飛行器姿態(tài)到指令姿態(tài)，并開啟軌控發(fā)動機(jī)，實(shí)施離軌制動，在需要速度小于一定值后，軌控發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)。該方法克服了開環(huán)離軌制動再入精度較差的缺點(diǎn)，因此倍受青睞。目前一些先進(jìn)的返回式飛行器已經(jīng)開始采用該方法，由于這些飛行器導(dǎo)航精度很高，可以將需要速度降低到0.1m/s的量級，能夠滿足再入精度。然而，此方法采用高等級的慣性導(dǎo)航設(shè)備的成本較高，而低等級的慣性導(dǎo)航精度較差，即使輔助于gps導(dǎo)航，短時(shí)間精度也較低。因此無法將需要速度降低到很小，必須通過設(shè)置速度修正閾值的方法多次開機(jī)進(jìn)行修正，而傳統(tǒng)的等需要速度關(guān)機(jī)方法在閾值附近會頻繁開機(jī)，增加推進(jìn)劑消耗，影響制動效果。

因此，需要提供一種成本低、低消耗的行器離軌制動速度修正方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的一個(gè)目的在于提供一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法，可采用低等級的慣性導(dǎo)航設(shè)備配以gps導(dǎo)航，減少開機(jī)進(jìn)行速度調(diào)節(jié)的次數(shù)，保證制動效果的同時(shí)節(jié)省成本。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用下述技術(shù)方案：

本發(fā)明公開了一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法，所述方法包括：

s1：在離軌制動期間，實(shí)時(shí)計(jì)算指令速度；

s2：根據(jù)所述指令速度和導(dǎo)航速度，計(jì)算飛行器的需要速度；

s3：確定需要速度修正的最小閾值和最大閾值；

s4：根據(jù)速度滯環(huán)原則對飛行器速度進(jìn)行修正。

優(yōu)選地，所述指令速度為

其中，

其中，為j2000坐標(biāo)系中飛行器當(dāng)前的位置矢量，為j2000坐標(biāo)系中再入點(diǎn)的位置矢量，為與的叉乘的z軸分量，γt為再入角，fm為地球引力常數(shù)與地球質(zhì)量之乘積，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量。

優(yōu)選地，所述需要速度為

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi為導(dǎo)航速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量，由飛行器導(dǎo)航設(shè)備提供，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量，dv為需要速度大小，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量。

優(yōu)選地，所述最小閾值為

δvmin＝δvnav+δvelse

其中，δvmin為速度修正最小閾值，由導(dǎo)航位置誤差和其他不確定誤差決定，δvnav為導(dǎo)航誤差，δvelse為其他不確定誤差。

優(yōu)選地，所述最大閾值為

其中，δvmax為速度修正最大閾值，ρ為再入位置精度要求，tgo為剩余飛行時(shí)間。

優(yōu)選地，所述滯環(huán)原則為

其中，δvmax為速度修正的最大閾值，δvmin為速度修正的最小閾值，dv為需要速度大小，當(dāng)flag_rg＝1時(shí)，開啟軌控發(fā)動機(jī)進(jìn)行修正，當(dāng)flag_rg＝0時(shí)，關(guān)閉軌控發(fā)動機(jī)。

本發(fā)明的有益效果如下：

本發(fā)明采用雙閾值設(shè)置進(jìn)行飛行器離軌制動速度修正，本發(fā)明引入速度滯環(huán)原則，避免了單閾值情況下的頻繁開機(jī)修正，軌控開機(jī)較少，推進(jìn)劑的消耗也明顯較少。從而能夠在飛行器上采用低成本的慣性導(dǎo)航設(shè)備配以gps導(dǎo)航進(jìn)行精確速度修正。

附圖說明

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的具體實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)的說明。

圖1示出本發(fā)明一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法具體實(shí)施例的流程圖。

圖2示出本發(fā)明一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法具體實(shí)施例與單閾值修正方法的需要速度減量的變化對比圖。

圖3示出本發(fā)明一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法具體實(shí)施例與單閾值修正方法的允許軌控開機(jī)標(biāo)志對比圖。

圖4示出本發(fā)明一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法具體實(shí)施例與單閾值修正方法的姿控推進(jìn)劑的消耗對比圖。

圖5示出本發(fā)明一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法具體實(shí)施例與單閾值修正方法的軌控推進(jìn)劑的消耗對比圖。

具體實(shí)施方式

為了更清楚地說明本發(fā)明，下面結(jié)合優(yōu)選實(shí)施例和附圖對本發(fā)明做進(jìn)一步的說明。附圖中相似的部件以相同的附圖標(biāo)記進(jìn)行表示。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，下面所具體描述的內(nèi)容是說明性的而非限制性的，不應(yīng)以此限制本發(fā)明的保護(hù)范圍。

如圖1所示，本發(fā)明公開了一種基于雙閾值的飛行器離軌制動速度修正方法，該方法包括：

s1：在離軌制動期間，實(shí)時(shí)計(jì)算指令速度。

所述指令速度為

其中，

其中，為j2000坐標(biāo)系中飛行器當(dāng)前的位置矢量，為j2000坐標(biāo)系中再入點(diǎn)的位置矢量，為與的叉乘的z軸分量，γt為再入角，fm為地球引力常數(shù)與地球質(zhì)量之乘積，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量。

s2：根據(jù)所述指令速度和導(dǎo)航速度，計(jì)算飛行器的需要速度。

所述需要速度為

dvx＝vxr-vxi

dvy＝vxr-vxi

dvz＝vzr-vzi

其中，vxi、vyi、vzi為導(dǎo)航速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量，由飛行器導(dǎo)航設(shè)備提供，dvx、dvy、dvz為需要速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量，dv為需要速度大小，vxr、vyr、vzr為指令速度在赤道慣性坐標(biāo)系三軸的分量。

s3：確定需要速度修正的最小閾值和最大閾值。最小閾值的設(shè)置要考慮導(dǎo)航速度誤差等因素的影響，要防止需要速度在零附近受到導(dǎo)航速度誤差等的影響而出現(xiàn)誤修正的情況。所述最小閾值為

δvmin＝δvnav+δvelse

其中，δvmin為速度修正最小閾值，由導(dǎo)航位置誤差和其他不確定誤差決定，δvnav為導(dǎo)航誤差，δvelse為其他不確定誤差。

最大閾值要保證再入位置精度滿足要求。所述最大閾值為

其中，δvmax為速度修正最大閾值，ρ為再入位置精度要求，tgo為剩余飛行時(shí)間。

s4：根據(jù)速度滯環(huán)原則對飛行器速度進(jìn)行修正。可以用狀態(tài)字flag_rg來表達(dá)是否需要軌控開機(jī)，為了避免在需要速度在閾值附近頻繁開機(jī)，引入速度滯環(huán)原則。所述滯環(huán)原則為

其中，δvmax為速度修正的最大閾值，δvmin為速度修正的最小閾值，dv為需要速度大小，當(dāng)flag_rg＝1時(shí)，開啟軌控發(fā)動機(jī)進(jìn)行修正，當(dāng)flag_rg＝0時(shí)，關(guān)閉軌控發(fā)動機(jī)。

在應(yīng)用中，通過實(shí)時(shí)檢測和計(jì)算δvmax和δvmin，判斷flag_rg的值，若需要速度變量減量達(dá)到δvmax，則flag_rg＝1，從而判斷需要軌控開機(jī)，從而控制開啟軌控發(fā)動機(jī)，使速度降低，當(dāng)速度變量減量達(dá)到δvmin，則flag_rg＝0，從而速度達(dá)到需求，控制軌控發(fā)動機(jī)關(guān)閉。

下面以返回式飛行器gnc分系統(tǒng)控制為例對本發(fā)明作進(jìn)一步地說明，假設(shè)離軌制動時(shí)刻時(shí)，

再入角為-1.9°，則計(jì)算得到

則有

dvx＝71.6m/s

dvy＝26.4m/s

dvz＝-42.0m/s

dv＝87m/s

假設(shè)導(dǎo)航誤差為1.0m/s，其余誤差為0.5m/s，則速度修正最小閾值可以設(shè)置為1.5m/s。若剩余飛行時(shí)間為100s，再入精度要求為1km，則速度修正最大閾值可以設(shè)置為2.5m/s。若需要軌控開機(jī)，則待調(diào)整飛行器姿態(tài)到位后，開啟軌控發(fā)動機(jī)進(jìn)行修正，完成基于雙閾值的離軌制動速度修正。

通過對比本發(fā)明和傳統(tǒng)單閾值的速度修正方法進(jìn)行對比，如圖2-圖5所示，分別比較了單閾值方法與本發(fā)明采用的雙閾值方法下的需要速度減量的變化、允許軌控開機(jī)標(biāo)志以及姿控、軌控推進(jìn)劑的消耗。由圖可知，采用單閾值方法，會導(dǎo)致需要速度減量在閾值附近抖動，軌控開機(jī)頻繁，進(jìn)而導(dǎo)致姿控推進(jìn)劑和軌控推進(jìn)劑的消耗較大，而采用本發(fā)明的雙閾值設(shè)置方法，避免了此問題，軌控開機(jī)較少，推進(jìn)劑的消耗也明顯較少。

顯然，本發(fā)明的上述實(shí)施例僅僅是為清楚地說明本發(fā)明所作的舉例，而并非是對本發(fā)明的實(shí)施方式的限定，對于所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在上述說明的基礎(chǔ)上還可以做出其它不同形式的變化或變動，這里無法對所有的實(shí)施方式予以窮舉，凡是屬于本發(fā)明的技術(shù)方案所引伸出的顯而易見的變化或變動仍處于本發(fā)明的保護(hù)范圍之列。