CN107167128B - 一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法，所述方法包括：S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；S3：确定需要速度修正的最小阈值和最大阈值；S4：根据速度滞环原则对飞行器速度进行修正，本发明基于双阈值以及速度滞环原则对飞行器进行离轨制动的速度修正，使能够采用低等级的惯性导航设备配以GPS导航，进行准确的速度修正，并减少开机进行速度调节的次数，节省能源消耗，降低成本。

Description

一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域。更具体地，涉及一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法。
背景技术
空间飞行器的离轨制动是通过轨控发动机提供制动力，进行速度修正，降低飞行器的速度实现的。目前主流的速度修正方法有两种：一种是等时关机方法，即地面人员经过大量的地面计算，确定离轨制动期间飞行器的需要速度减量，并计算轨控发动机的开机时间，在飞行器过境时，通过上注的方式的传给飞行器，飞行器在离轨制动时刻，按照地面的指令开启轨控发动机，实施离轨制动，在到达发动机关机时刻，关闭轨控发动机，离轨制动结束。该方法本质上是一种开环的离轨制动方法，对于发动机的推力大小偏差以及发动机的推力矢量偏差等要求极高，再入精度较差。另一种是等需要速度关机方法，采用飞行器制动期间实时计算的方法，即飞行器根据当前位置与再入点位置关系以及其他约束条件，实时计算需要速度减量的矢量方向，据此计算指令姿态，实时调整飞行器姿态到指令姿态，并开启轨控发动机，实施离轨制动，在需要速度小于一定值后，轨控发动机关机。该方法克服了开环离轨制动再入精度较差的缺点，因此倍受青睐。目前一些先进的返回式飞行器已经开始采用该方法，由于这些飞行器导航精度很高，可以将需要速度降低到0.1m/s的量级，能够满足再入精度。然而，此方法采用高等级的惯性导航设备的成本较高，而低等级的惯性导航精度较差，即使辅助于GPS导航，短时间精度也较低。因此无法将需要速度降低到很小，必须通过设置速度修正阈值的方法多次开机进行修正，而传统的等需要速度关机方法在阈值附近会频繁开机，增加推进剂消耗，影响制动效果。
因此，需要提供一种成本低、低消耗的行器离轨制动速度修正方法。
发明内容
本发明的一个目的在于提供一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法，可采用低等级的惯性导航设备配以GPS导航，减少开机进行速度调节的次数，保证制动效果的同时节省成本。
为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
本发明公开了一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法，所述方法包括：
S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；
S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；
S3：确定需要速度修正的最小阈值和最大阈值；
S4：根据速度滞环原则对飞行器速度进行修正。
优选地，所述指令速度为
其中，
其中，为J2000坐标系中飞行器当前的位置矢量，为J2000坐标系中再入点的位置矢量，为与的叉乘的Z轴分量，γT为再入角，fM为地球引力常数与地球质量之乘积，Vxr、Vyr、Vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。
优选地，所述需要速度为
dvx＝Vxr-Vxi
dvy＝Vyr-Vyi
dvz＝Vzr-Vzi
其中，Vxi、Vyi、Vzi为导航速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，由飞行器导航设备提供，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，DV为需要速度大小，Vxr、Vyr、Vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。
优选地，所述最小阈值为
ΔVmin＝ΔVnav+ΔVelse
其中，ΔVmin为速度修正最小阈值，由导航位置误差和其他不确定误差决定，ΔVnav为导航误差，ΔVelse为其他不确定误差。
优选地，所述最大阈值为
其中，ΔVmax为速度修正最大阈值，ρ为再入位置精度要求，tgo为剩余飞行时间。
优选地，所述滞环原则为
其中，ΔVmax为速度修正的最大阈值，ΔVmin为速度修正的最小阈值，DV为需要速度大小，当Flag_Rg＝1时，开启轨控发动机进行修正，当Flag_Rg＝0时，关闭轨控发动机。
本发明的有益效果如下：
本发明采用双阈值设置进行飞行器离轨制动速度修正，本发明引入速度滞环原则，避免了单阈值情况下的频繁开机修正，轨控开机较少，推进剂的消耗也明显较少。从而能够在飞行器上采用低成本的惯性导航设备配以GPS导航进行精确速度修正。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出本发明一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法具体实施例的流程图。
图2示出本发明一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法具体实施例与单阈值修正方法的需要速度减量的变化对比图。
图3示出本发明一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法具体实施例与单阈值修正方法的允许轨控开机标志对比图。
图4示出本发明一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法具体实施例与单阈值修正方法的姿控推进剂的消耗对比图。
图5示出本发明一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法具体实施例与单阈值修正方法的轨控推进剂的消耗对比图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
如图1所示，本发明公开了一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法，该方法包括：
S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度。
所述指令速度为
其中，
其中，为J2000坐标系中飞行器当前的位置矢量，为J2000坐标系中再入点的位置矢量，为与的叉乘的Z轴分量，γT为再入角，fM为地球引力常数与地球质量之乘积，Vxr、Vyr、Vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。
S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度。
所述需要速度为dvx＝Vxr-Vxi
dvy＝Vyr-Vyi
dvz＝Vzr-Vzi
其中，Vxi、Vyi、Vzi为导航速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，由飞行器导航设备提供，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，DV为需要速度大小，Vxr、Vyr、Vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。
S3：确定需要速度修正的最小阈值和最大阈值。最小阈值的设置要考虑导航速度误差等因素的影响，要防止需要速度在零附近受到导航速度误差等的影响而出现误修正的情况。所述最小阈值为ΔVmin＝ΔVnav+ΔVelse
其中，ΔVmin为速度修正最小阈值，由导航位置误差和其他不确定误差决定，ΔVnav为导航误差，ΔVelse为其他不确定误差。
最大阈值要保证再入位置精度满足要求。所述最大阈值为
其中，ΔVmax为速度修正最大阈值，ρ为再入位置精度要求，tgo为剩余飞行时间。
S4：根据速度滞环原则对飞行器速度进行修正。可以用状态字Flag_Rg来表达是否需要轨控开机，为了避免在需要速度在阈值附近频繁开机，引入速度滞环原则。所述滞环原则为
其中，ΔVmax为速度修正的最大阈值，ΔVmin为速度修正的最小阈值，DV为需要速度大小，当Flag_Rg＝1时，开启轨控发动机进行修正，当Flag_Rg＝0时，关闭轨控发动机。
在应用中，通过实时检测和计算ΔVmax和ΔVmin，判断Flag_Rg的值，若需要速度变量减量达到ΔVmax，则Flag_Rg＝1，从而判断需要轨控开机，从而控制开启轨控发动机，使速度降低，当速度变量减量达到ΔVmin，则Flag_Rg＝0，从而速度达到需求，控制轨控发动机关闭。
下面以返回式飞行器GNC分系统控制为例对本发明作进一步地说明，假设离轨制动时刻时，
再入角为-1.9°，则计算得到
则有
dvx＝71.6m/s
dvy＝26.4m/s
dvz＝-42.0m/s
DV＝87m/s
假设导航误差为1.0m/s，其余误差为0.5m/s，则速度修正最小阈值可以设置为1.5m/s。若剩余飞行时间为100s，再入精度要求为1km，则速度修正最大阈值可以设置为2.5m/s。若需要轨控开机，则待调整飞行器姿态到位后，开启轨控发动机进行修正，完成基于双阈值的离轨制动速度修正。
通过对比本发明和传统单阈值的速度修正方法进行对比，如图2-图5所示，分别比较了单阈值方法与本发明采用的双阈值方法下的需要速度减量的变化、允许轨控开机标志以及姿控、轨控推进剂的消耗。由图可知，采用单阈值方法，会导致需要速度减量在阈值附近抖动，轨控开机频繁，进而导致姿控推进剂和轨控推进剂的消耗较大，而采用本发明的双阈值设置方法，避免了此问题，轨控开机较少，推进剂的消耗也明显较少。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (4)

1.一种基于双阈值的飞行器离轨制动速度修正方法，其特征在于，所述方法包括：
S1：在离轨制动期间，实时计算指令速度；
S2：根据所述指令速度和导航速度，计算飞行器的需要速度；
S3：确定需要速度修正的最小阈值和最大阈值，
S4：根据速度滞环原则对飞行器速度进行修正；
所述最小阈值为
ΔVmin＝ΔVnav+ΔVelse
其中，ΔVmin为速度修正最小阈值，由导航位置误差和其他不确定误差决定，ΔVnav为导航误差，ΔVelse为其他不确定误差；
所述最大阈值为
其中，ΔVmax为速度修正最大阈值，ρ为再入位置精度要求，tgo为剩余飞行时间。
2.根据权利要求1所述的速度修正方法，其特征在于，所述指令速度为
其中，
其中，为J2000坐标系中飞行器当前的位置矢量，为J2000坐标系中再入点的位置矢量，为与的叉乘的Z轴分量，γT为再入角，fM为地球引力常数与地球质量之乘积，Vxr、Vyr、Vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。
3.根据权利要求1所述的速度修正方法，其特征在于，所述需要速度为
dvx＝Vxr-Vxi
dvy＝Vyr-Vyi
dvz＝Vzr-Vzi
其中，Vxi、Vyi、Vzi为导航速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，由飞行器导航设备提供，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量，DV为需要速度大小，Vxr、Vyr、Vzr为指令速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。
4.根据权利要求1所述的速度修正方法，其特征在于，所述滞环原则为
其中，ΔVmax为速度修正的最大阈值，ΔVmin为速度修正的最小阈值，DV为需要速度大小，当Flag_Rg＝1时，开启轨控发动机进行修正，当Flag_Rg＝0时，关闭轨控发动机。
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