一種自適應動力顯式制導方法
【專利摘要】一種自適應動力顯式制導方法，步驟為：動力顯式制導的初始化；構造與質量、推力和比沖相關的制導參數；構建基于加速度測量的制導參數估計算法；估計制導參數的應用；計算速度增量方向、參考時間和推力方向變化率；預測終端狀態；計算制導目標偏差和修正參數，對每一個控制周期重復前述步驟，直到滿足收斂條件就完成了制導指令的計算；沒有滿足收斂條件情況下，制導指令繼承上次收斂值或初始值。本發明改進了PEG制導結構，提高了制導律對質量、推力和比沖等不確定性的適應性和魯棒性，同時提高了探測器動力過程的速度和高度控制精度，滿足了探測器對終端目標高精度控制的要求。
【專利說明】一種自適應動力顯式制導方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種自適應動力下降制導方法，主要應用于深空著陸和上升探測器，屬于航天器制導、導航與控制【技術領域】。可應用于月球以及火星、小行星等深空天體探測任務，具有廣泛的應用價值和市場前景。
【背景技術】
[0002]天體軟著陸和上升探測器動力制導方法是著陸探測器GNC (制導、導航與控制)方案設計的重要方面。PEG(Powered Explicit Guidance,動力顯式制導)制導是美國針對航天飛機上升過程提出的制導方案，其優勢為:在航天器主發動機常推力的約束下，以推進劑消耗接近最小的條件，實現了制導軌道高速和三維速度的控制。文章Space Shuttle AscentGuidance,Navigation, and Control (The Journal of the Astronautical Science, Vol.XXVII, N0.1, ppl-38, January-March, 1979)給出了對PEG制導的詳細描述。航天飛機上升過程是一個距離地面越來越高的過程，其上升過程對精度的要求不如著陸探測器動力下降過程嚴格，因此，其沒有考慮存在的質量、推力和比沖不確定性的影響，仍能夠滿足航天飛機上升過程對速度和高度控制精度的要求。
[0003]考慮到著陸探測器動力下降過程對速度和高度控制精度要求更高，上升探測器也對終端控制精度要求越來越高，要求動力制導方法能夠適應質量、推力和比沖不確定性的影響，已有的PEG制導還無法實現這些功能。針對著陸探測器以及終端要求精度較高的上升探測器的動力過程的特殊需求，本發明提出了智能在線估計與質量、推力和比沖相關制導參數的方法，改進了 PEG制導結構，提高了制導律對質量、推力和比沖等不確定性的適應性和魯棒性，同時提高了探測器動力過程的速度和高度控制精度，滿足了探測器對終端目標高精度控制的要求。
【發明內容】
[0004]本發明技術解決問題:針對著陸探測器以及終端要求精度較高的上升探測器的動力過程的特殊需求，本發明提出了智能在線估計與質量、推力和比沖相關制導參數的方法，改進了 PEG制導結構，提高了制導律對質量、推力和比沖等不確定性的適應性和魯棒性，同時提高了探測器動力過程的速度和高度控制精度，滿足了探測器對終端目標高精度控制的要求。
[0005]本發明技術解決方案:一種自適應動力顯式制導方法，實現步驟如下:
[0006]一種自適應動力顯式制導方法，其特征在于實現步驟如下:
[0007]( I)動力顯式制導的初始化
[0008]利用探測器質量、位置和速度以及主發動機比沖、推力參數，確定制導時間、制導目標位置和速度初值，計算啟動動力顯式制導的制導目標位置和速度、天體引力引起的位置變化量的初值；
[0009](2)構造與質量、推力和比沖相關的制導參數[0010]利用動力飛行初始時刻、初始質量、主發動機推力與比沖以及當前時刻的質量,構造制導參數，選取系統狀態和觀測量，使觀測量與系統狀態之間是線性關系，簡化了在軌估計算法；
[0011](3)構建基于加速度測量的制導參數估計算法
[0012]根據步驟(2)構造的觀測量與系統狀態，利用加速度測量的估計制導參數，若加速度計測量數據有效，則引入新的數據用遞推最小二乘更新參數估計；否則，不進行制導參數的更新；
[0013](4)估計制導參數的應用
[0014]動力飛行初始一段時間(如動力飛行50秒)后，才將收斂后的制導參數τ G引入制導算法；在初始那段時間內，采用在軌估計的質量和已有的主發動機比沖和推力參數計算制導參數^，保證制導指令的穩定性；
[0015](5)計算速度增量方向、參考時間和推力方向變化率
[0016]利用制導參數τ,和需要的速度增量以及發動機比沖計算剩余制導時間，進而計算常推力積分參數，再預測重力引起的位移和推力產生的位移，根據這些參數，確定了需要的速度增量方向、參考時間和推力方向變化率； [0017](6)預測終端狀態
[0018]首先利用步驟(5)得到的參數計算制導時間內推力引起的速度和位置變化量，確定重力積分的初值；然后利用多項式擬合方式計算制導時間內重力引起速度和位置變化量，確定預測的終端狀態；
[0019](7)計算制導目標偏差和修正參數
[0020]確定制導目標狀態，與步驟(6)預測的終端狀態比較，計算出制導目標偏差，利用修正系數對速度增量進行修正；
[0021 ] (8)對每一個控制周期重復(I)~(7)的步驟，直到滿足收斂條件即目標偏差和推力方向變化率小于設定值，就完成了制導指令的計算；沒有滿足收斂條件情況下，制導指令繼承上次收斂值或初始值。
[0022]所述步驟(2)構造制導參數是
【權利要求】
1.一種自適應動力顯式制導方法，其特征在于實現步驟如下: (1)動力顯式制導的初始化 利用探測器質量、位置和速度以及主發動機比沖、推力參數，確定制導時間、制導目標位置和速度初值，計算啟動動力顯式制導的制導目標位置和速度、天體引力引起的位置變化量的初值； (2)構造與質量、推力和比沖相關的制導參數 利用動力飛行初始時刻、初始質量、主發動機推力與比沖以及當前時刻的質量，構造制導參數，選取系統狀態和觀測量，使觀測量與系統狀態之間是線性關系，簡化了在軌估計算法; (3)構建基于加速度測量的制導參數估計算法 根據步驟(2)構造的觀測量與系統狀態，利用加速度測量的估計制導參數，若加速度計測量數據有效，則引入新的數據用遞推最小二乘更新參數估計；否則，不進行制導參數的更新； (4)估計制導參數的應用 動力飛行初始一段時間后，才將收斂后的制導參數Te引入制導算法；在初始那段時間內，采用在軌估計的質量和已有的主發動機比沖和推力參數計算制導參數τ e，保證制導指令的穩定性； (5)計算速度增量方向、參考時間和推力方向變化率 利用制導參數Te和需要的速度增量以及發動機比沖計算剩余制導時間，進而計算常推力積分參數，再預測重力引起的位移和推力產生的位移，根據這些參數，確定了需要的速度增量方向、參考時間和推力方向變化率； (6)預測終端狀態 首先利用步驟(5)得到的參數計算制導時間內推力引起的速度和位置變化量，確定重力積分的初值；然后利用多項式擬合方式計算制導時間內重力引起速度和位置變化量，確定預測的終端狀態； (7)計算制導目標偏差和修正參數 確定制導目標狀態，與步驟(6)預測的終端狀態比較，計算出制導目標偏差，利用修正系數對速度增量進行修正； (8 )對每一個控制周期重復(I)~(7 )的步驟，直到滿足收斂條件即目標偏差和推力方向變化率小于設定值，就完成了制導指令的計算；沒有滿足收斂條件情況下，制導指令繼承上次收斂值或初始值。
2.根據權利要求1所述的一種自適應動力顯式制導方法，其特征在于:所述步驟(2)構
造制導參數是
3.根據權利要求1所述的一種自適應動力顯式制導方法，其特征在于:所述步驟(2)選取系統狀態和觀測量分別是X= [TtlAsp-1Asp]Τ和zk=l/ak，ak為當前時刻tk的加速度測量，Isp為發動機比沖。
4.根據權利要求1所述的一種自適應動力顯式制導方法，其特征在于:所述步驟(3)構建基于加速度測量的制導參數估計算法具體實現如下:(1)$Χ=[τ0/Isp-l/Isp]T,hk=[l tk-tj，zk=l/ak,用遞推最小二乘估計算法求出參數 X,其中，h為動力顯式制導開始時刻；若加速度計測量數據有效，則引入新的數據用遞推最小二乘更新參數估計X ;否則，不進行制導參數的更新；ak為當前時刻tk的加速度測量，Isp為發動機比沖； (2)根據X的估計值?計算制導參數
5.根據權利要求1所述的一種自適應動力顯式制導方法，其特征在于:所述步驟(5)中預測重力引起的位移和速度增量，采用了多項式擬合方式計算制導時間內重力引起位移和速度量。
【文檔編號】B64G1/36GK103662096SQ201310685323
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2013年12月13日 優先權日:2013年12月13日
【發明者】張洪華, 黃翔宇, 李驥, 關軼峰, 梁俊, 程銘, 趙宇, 于萍, 何健, 王大軼, 張曉文 申請人:北京控制工程研究所