CN105807781B - 一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法，其包括步骤为：对空间坐标系定义；末制导律方案设计；比例导引律的实现方法。本发明用比例导引制导律完成空间近距飞越末制导的方法实时性好，易于工程实现；仅利用红外导引头即可获取控制需要的相对测量量，减轻星上载荷负担；算法精度高，可保证末制导过程中主动星始终指向目标，主动星速度矢量的转动角速度与视线的转动角速度成比例，实现对天基目标的快速精准近距飞越。

Description

一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法

技术领域

本发明涉及航天器制导律设计、轨道控制和姿态控制技术，具体地说是一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法。

背景技术

随着近年来空间技术的飞速发展，对空间目标近距飞越相关技术的研究成为航天领域热点问题之一，各航天大国都已意识其重要性，开展了相应的研究计划。空间目标近距飞越的制导与控制技术研究适应空间碎片清理的发展需求，对提升我国空间技术水平和保障空间安全具有重要意义。

对空间目标近距飞越要经历初制导、中制导和末制导，初、中制导目的是完成轨道转移，使主动星到达目标的附近，对于顺轨近距飞越来说，是到达目标的前方一定距离处。由于经过初中制导变轨后的主动星与目标存在较大的速度差，若两者相对距离较近则末制导时间很短，可能造成脱靶量过大导致任务失败，因此初中制导应该将主动星导引到目标前方相距至少150km以上。如果末制导段的相对测量设备采用微波雷达或激光雷达，需要很高的发射功率才能满足探测灵敏度需求，一般卫星难以承受；而且微波雷达或激光雷达经常使用伺服扫描机构来扩大探测范围，使得设备体积大重量大，不利于提高主动星的速度增量质量比，也不便于在微纳卫星上使用。

基于以上原因，考虑采用红外导引头进行相对测量，但红外被动测量只能提高视线角度和角速度信息，而很多现代制导律都需要两星的相对位置和速度作为输入，因此本发明提出利用红外导引头测量的空间近距飞越比例导引末制导方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法，该方法实时性好，控制精度高，能够保证末制导过程中主动星始终指向目标，实现对天基目标的快速精准近距飞越。

为了达到上述发明目的，本发明的一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法，其包括如下步骤：

步骤一，对空间坐标系定义：对地心惯性坐标系、牵连惯性坐标系、视线坐标系和主动星本体系进行定义。

步骤二，末制导律方案设计：将弹上常用的弹道性能好，脱靶量小的比例导引法应用到对空间目标的近距飞越任务中，由主动星与目标的相对状态量作为算法的初始输入，解算出相对目标的视线角、视线角速率，建立数学模型，利用比例导引律确定主动星轨控指令加速度。

步骤三，比例导引律的实现：联合红外导引头和惯测组合的测量量解算得到视线坐标系相对惯性系的视线角和视线角速度，设计基于末制导律的轨道控制和姿态控制方法：求出进入盲区时保证脱靶量满足要求的最大视线角速度，根据推力器的工作特性，通过控制推力器开关机时间提供与指令加速度接近的等效加速度进行轨道控制；采用红外测量设备测得的本体系下视线角和视线角速度作为控制量，采用斜开关线姿态控制方法，将视线角和视线角速度控制到零。

本发明采用的方法，其优点和有益效果是：比例导引制导律完成空间近距飞越末制导的方法实时性好，易于工程实现；仅利用红外导引头即可获取控制需要的相对测量量，减轻星上载荷负担；算法精度高，可保证末制导过程中主动星始终指向目标，主动星速度矢量的转动角速度与视线的转动角速度成比例，实现对天基目标的快速精准近距飞越。

附图说明

图1是本发明中地心惯性坐标系、牵连惯性坐标系和视线坐标系示意图；

图2是本发明中空间近距飞越末制导控制流程示意图。

具体实施方式

以下将结合附图和实施方式对本发明方法的步骤作进一步的描述。

步骤一，对空间坐标系定义

如图1所示，空间坐标系具体定义如下：

1、地心惯性坐标系

原点在地心，轴沿地球赤道平面与黄道平面的交线，指向春分点，轴指向北极，轴与、轴形成右手旋转坐标系。

2、牵连惯性坐标系

原点位于主动星质心，轴、轴、轴分别平行于轴、轴、轴。

3、视线坐标系

原点位于主动星质心，图2中代表目标质心，与主动星—目标视线方向重合，由主动星指向目标为正，在牵连惯性坐标系平面内投影与方向夹角为视线偏角，与视线方向夹角为视线倾角，牵连惯性坐标系先后绕轴、轴转过、得到视线坐标系。

4、主动星本体坐标系

原点位于主动星质心，三轴与主动星固连，轴与主动星纵轴重合指向前方，分别指向横轴和竖轴方向，成右手坐标系。

步骤二，末制导律方案设计

比例导引律是指主动星在近距飞越目标的制导过程中，主动星速度矢量的转动角速度与视线的转动角速度成比例的一种制导律。

在地心赤道惯性坐标系中，为主动星位置，为主动星速度，为目标位置，为目标速度。

定义相对状态量：

，

定义主动星本体系轴在牵连惯性坐标系平面内投影与方向夹角为偏航角，与轴夹角为俯仰角。假设姿态控制系统保证俯仰角跟踪视线倾角，偏航角跟踪视线偏角，则视线坐标系与本体坐标系平行，从而可以保证轨控发动机的推力恰好垂直于视线方向。可得到由主动星与目标的相对状态量表示的视线角、视线角速率表达式为：

，

，

控制指令加速度垂直于主动星速度矢量方向，分别沿主动星轴和轴，比例导引指令加速度方程为：

式中为导引比例系数，，为接近速度，考虑在末制导过程中接近速度变化不大，可以设为常值。

步骤三，比例导引律的实现方法

如图2所示，空间近距飞越末制导控制流程示意图。

用比例导引律计算轨控指令加速度需要视线坐标系相对牵连惯性系的旋转角速度，该视线角速度由主动星上安装的惯测组合和红外导引头联合测量并解算得到。首先由红外导引头给出视线坐标系相对主动星本体坐标系的角度及其角速度；再由惯测组合测量得到主动星本体系相对惯性系的旋转角速度在本体系下分量，由四元数姿态运动学方程计算得到体坐标系相对于惯性系的欧拉角及其角速度；联合红外导引头和惯测组合的测量量解算得到视线坐标系相对惯性系的欧拉角和欧拉角速度，即视线角和视线角速度。

（1）轨控系统设计：当主动星与目标相对距离充分接近时，导引头进入盲区，此时推力器停控，只要在停控时刻，视线角速度充分接近于0，主动星就可以精确近距飞越目标，因此，在实际轨控制导律方案中，可使轨控推力器产生的加速度有限接近指令加速度，通过控制推力器的开关机时间，由等效冲量原则得到与指令加速度接近的控制效果。

导引头测量出现盲区后，主动星将处于无控状态下进行惯性飞行，考虑平面制导问题，有

式中为最大允许脱靶量，为盲区最大允许范围，而为进入盲区时的视线角速度。为提高末制导精度，应尽量使最小。首先确定最大允许脱靶量，再根据上式求出进入盲区时保证脱靶量满足要求的最大视线角速度。

由上式可知，进入盲区时，并不要求为0，只要其绝对值小于即可满足对脱靶量的要求。

考虑推力器的工作特性，选取开关门限，在每个控制周期，当指令加速度大于阈值时，推力器通过控制开关机时间提供与指令加速度接近的等效加速度，当指令加速度小于阈值时，推力器不工作。

具体开关指令逻辑的数学描述如下：

推力器能够输出的最小冲量为推力器推力上升到最大推力的时关机所形成的冲量，则一个控制周期内推力器可提供的最小等效加速度为：

式中T是轨控周期，m是主动星质量，F _max是推力器输出最大推力，是推力器开启响应时间。

选取开关门限值为：

式中系数和可在仿真时权衡轨控推力器开关机次数和控制精度要求，适当选值。

（2）姿控系统设计：在末制导过程中，红外导引头需要始终保持对目标的稳定跟踪，这就要求主动星姿态随相对方位进行调整，使目标保持在红外导引头视场范围内；另一方面，轨控推力器固连安装在主动星轴和轴上，指向相对体坐标系固定，而比例导引律要求轨控发动机提供的轨控加速度方向垂直于视线方向，这就要求主动星体坐标系与视线坐标系平行。

姿态控制的主要任务是在末制导过程中，控制主动星本体系相对于牵连惯性系的欧拉角和欧拉角速度，使得主动星体坐标系与视线坐标系平行，即保证俯仰角跟踪视线倾角，偏航角跟踪视线偏角，滚转角保持为0，从而保证导引头对目标的捕获与跟踪，并保证轨控发动机提供的推力垂直于视线方向。

采用红外测量设备测得的本体系下视线角和视线角速度作为控制量，控制目标是将上述视线角和视线角速度控制到零。控制律选用斜开关线控制，在不同区域输出不同的喷气脉宽，形成偏差角和偏差角速度的极限环，从而将两者控制在满足要求的范围内。设计了两档开关线，对应的控制律数学描述如下：

，

式中分别为从小到大的两档喷气脉宽，取推进系统的最小脉宽，取姿态控制预留的脉宽，为开关线斜率。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (3)

1.一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤一，对空间坐标系定义；

对地心惯性坐标系、牵连惯性坐标系、视线坐标系和主动星本体系进行定义；

步骤二，末制导律方案设计；

利用比例导引律，设计使主动星速度矢量的转动角速度与视线的转动角速度成比例的空间近距飞越末制导律方案；

步骤三，比例导引律的实现；

结合惯测组合和红外导引头的联合测量量，设计基于末制导律的轨道控制和姿态控制方案；

在主动星上安装被动红外导引头相对测量设备，利用其相对测量信息结合惯测组合的测量信息作为姿轨控制输入，设计开关控制，实现对天基目标的快速精准近距飞越；

轨道控制包括：

当主动星与目标相对距离充分接近时，导引头进入盲区，此时推力器停控，只要在停控时刻，视线角速度充分接近于0，主动星就可以精确近距飞越目标，因此，在实际轨控制导律方案中，可使轨控推力器产生的加速度有限接近指令加速度，通过控制推力器的开关机时间，由等效冲量原则得到与指令加速度接近的控制效果；

导引头测量出现盲区后，主动星将处于无控状态下进行惯性飞行，考虑平面制导问题，有

式中为最大允许脱靶量，为盲区最大允许范围，而为进入盲区时的视线角速度；为提高末制导精度，应尽量使最小；首先确定最大允许脱靶量，再根据上式求出进入盲区时保证脱靶量满足要求的最大视线角速度；

由上式可知，进入盲区时，并不要求为0，只要其绝对值小于即可满足对脱靶量的要求；

考虑推力器的工作特性，选取开关门限，在每个控制周期，当指令加速度大于阈值时，推力器通过控制开关机时间提供与指令加速度接近的等效加速度，当指令加速度小于阈值时，推力器不工作；

具体开关指令逻辑的数学描述如下：

推力器能够输出的最小冲量为推力器推力上升到最大推力的时关机所形成的冲量，则一个控制周期内推力器可提供的最小等效加速度为：

式中T是轨控周期，m是主动星质量，F _max是推力器输出最大推力，是推力器开启响应时间；

选取开关门限值为：

式中系数和可在仿真时权衡轨控推力器开关机次数和控制精度要求，适当选值。

2.根据权利要求1所述的基于比例导引的空间近距飞越末制导方法，其特征在于：所述的步骤二中，通过将弹上常用的弹道性能好、脱靶量小的比例导引法应用到对空间目标的近距飞越任务中，建立数学模型，确定主动星轨控指令加速度。

3.根据权利要求1所述的基于比例导引的空间近距飞越末制导方法，其特征在于：所述的步骤三中：姿态控制包括：

在末制导过程中，红外导引头需要始终保持对目标的稳定跟踪，这就要求主动星姿态随相对方位进行调整，使目标保持在红外导引头视场范围内；另一方面，轨控推力器固连安装在主动星轴和轴上，指向相对体坐标系固定，而比例导引律要求轨控发动机提供的轨控加速度方向垂直于视线方向，这就要求主动星体坐标系与视线坐标系平行；

姿态控制的主要任务是在末制导过程中，控制主动星本体系相对于牵连惯性系的欧拉角和欧拉角速度，使得主动星体坐标系与视线坐标系平行，即保证俯仰角跟踪视线倾角，偏航角跟踪视线偏角，滚转角保持为0，从而保证导引头对目标的捕获与跟踪，并保证轨控发动机提供的推力垂直于视线方向；

采用红外测量设备测得的本体系下视线角和视线角速度作为控制量，控制目标是将上述视线角和视线角速度控制到零；控制律选用斜开关线控制，在不同区域输出不同的喷气脉宽，形成偏差角和偏差角速度的极限环，从而将两者控制在满足要求的范围内；

设计了两档开关线，对应的控制律数学描述如下：

，

式中分别为从小到大的两档喷气脉宽，取推进系统的最小脉宽，取姿态控制预留的脉宽，为开关线斜率。