CN107167146B - 一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，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：确定指令姿态跳变的需要速度阈值；S4：根据需要速度大小确定指令姿态，本发明通过设置确定指令姿态跳变的需要速度阈值，在导航速度误差导致的指令姿态跳变过大时采用了固定指令姿态，空间欧拉角很小，使姿态角可以很容易地跟随指令姿态，使轨控发动机可以连续开机，提高制动效果，降低成本。

Description

一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域。更具体地，涉及一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法。
背景技术
返回式飞行器离轨制动期间的指令姿态关系到离轨制动的效果。指令姿态的确定主要有两种方法：一种是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制动俯仰角和偏航角，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，按照地面的指令姿态调整姿态，并开启轨控发动机，实施离轨制动。该方法本质上是一种开环的离轨制动方法，对于姿态指向精度要求很高，在陀螺等姿态敏感器精度较差时，会导致指向精度变差，进而影响再入精度。另一种是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。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，由于这些飞行器惯组精度很高，因此整个离轨制动期间进行纯惯性导航，导航结果连续，指令姿态不存在跳变的现象，再入精度也很高。然而，出于降低成本的考虑，当采用低等级的惯性导航设备，精度较差，为了确保离轨制动期间的导航精度，在整个离轨制动期间，必须辅助于GPS导航。GPS设备的长时间精度较高，但是短时间精度较低。在离轨制动末期，需要速度减量很小时，GPS速度的误差会导致需要速度减量的跳动，进而导致指令姿态的频繁跳变。在指令姿态跳变较大时，飞行器的实际姿态无法实时跟踪指令姿态，轨控开机不连续，进而影响制动效果。
因此，需要提供一种成本低、制动效果好的返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法。
发明内容
本发明的一个目的在于提供一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，采用低等级的惯性导航设备配以GPS导航，改善指令姿态跳变以及轨控开机状态，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：
本发明公开了一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，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：确定指令姿态跳变的需要速度阈值；
S4：根据需要速度大小确定指令姿态。
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＝Vxr-Vxi
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，所述需要速度阈值为
其中，ΔVnav为导航速度跳变量，ζmax为允许指令姿态跳变量，ΔVattr为允许指令姿态跳变的需要速度阈值。
优选地，所述指令姿态分为实时变化指令姿态和固定指令姿态。
优选地，所述S4包括：
若DV≥ΔVattr，则采用实时变化指令姿态为
ψir＝atan2(-dvz,dvx)
γir＝0
其中，θir为指令俯仰角，ψir为指令偏航角，γir为指令滚转角，a为参数，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量；
若DV＜ΔVattr，则采用固定指令姿态，所述固定指令姿态为上一计算周期的指令姿态。
本发明的有益效果如下：
本发明的指令姿态确定方法，设置确定指令姿态跳变的需要速度阈值，在导航速度误差导致的指令姿态跳变过大时采用了固定指令姿态，空间欧拉角很小，使姿态角可以很容易地跟随指令姿态，这样轨控发动机可以连续开机，制动效果非常明显。本发明可以有效克服在离轨制动末期，由于导航速度误差导致指令姿态跳变，进而导致返回式飞行器实际姿态无法稳定跟踪指令姿态影响制动效果的问题，提升制动效果，降低成本。
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示出本发明一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法具体实施例的流程图。
图2示出本发明一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法具体实施例与现有方法的指令姿态角和实际姿态角的变化对比图。
图3示出本发明一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法具体实施例与现有方法的空间欧拉角的变化对比图。
图4示出本发明一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法具体实施例与现有方法的需要速度减量的变化对比图。
图5示出本发明一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法具体实施例与现有方法的轨控开机状态的变化对比图。
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，本发明公开了一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，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＝Vxr-Vxi
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：确定指令姿态跳变的需要速度阈值。所述需要速度阈值为
其中，ΔVnav为导航速度跳变量，ζmax为允许指令姿态跳变量，ΔVattr为允许指令姿态跳变的需要速度阈值。
S4：根据需要速度大小确定指令姿态。指令姿态分为实时变化指令姿态和固定指令姿态。在需要速度较大时，根据需要速度矢量实时计算指令姿态；在需要速度较小时，为了避免导航误差导致需要速度矢量大幅波动，采用固定指令姿态方式。具体的，所述S4包括：
若DV≥ΔVattr，则采用实时变化指令姿态为
ψir＝atan2(-dvz,dvx)
γir＝0
其中，θir为指令俯仰角，ψir为指令偏航角，γir为指令滚转角，a为参数，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量；
若DV＜ΔVattr，则采用固定指令姿态，所述固定指令姿态为上一计算周期的指令姿态。
下面通过一个实例来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
在导航速度跳变量为0.5m/s时，允许的指令姿态跳变量为1°，则需要速度阈值为28.65m/s。
当需要速度大于28.65m/s，上述的需要速度计算得到的指令姿态为
θir＝17.6°
ψir＝30.4°
γir＝0°
如图2～图5所示，为本发明与现有方法的对比，在仿真中，令导航速度误差服从均值为0，标准差为0.5m/s的正态分布。现有方法指令姿态实时变化，而本专利的方法要求导航误差导致的指令姿态跳动不得大于1°，因此，在需要速度减量小于28.6m/s时，指令姿态不再变化，维持上一计算周期的计算值。
传统的方法随着需要速度减量的逐渐减小，指令姿态的跳动越来越大，空间欧拉角越来越大，表明姿态跟随越来越困难，在速度修正末期，由于姿态无法连续对准，轨控开机无法连续开机，在130.5s附近，才将需要速度降低到1.5m/s以下。而采用本专利的方法，在64s附近，由于导航速度误差导致的指令姿态跳变过大，采用了固定指令姿态的方法，空间欧拉角很小，表明姿态角可以很容易地跟随指令姿态，这样轨控发动机可以连续开机，在99s附近，就将需要速度降低到了1.12m/s，制动效果非常明显。
由此可见，该方法可以有效克服在离轨制动末期，由于导航速度误差导致指令姿态跳变，进而导致返回式飞行器实际姿态无法稳定跟踪指令姿态影响制动效果的问题，效果显著。
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 (6)

1.一种返回式飞行器离轨制动末期指令姿态确定方法，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：确定指令姿态跳变的需要速度阈值；
S4：根据需要速度大小确定指令姿态；所述指令姿态分为实时变化指令姿态和固定指令姿态，在所述需要速度较大时，根据所述需要速度矢量实时计算指令姿态；在所述需要速度较小时，为了避免导航误差导致需要速度矢量大幅波动，采用固定指令姿态方式；
若DV≥ΔVattr，则采用实时变化指令姿态；
若DV＜ΔVattr，则采用固定指令姿态，所述固定指令姿态为上一计算周期的指令姿态；
其中DV为所述需要速度，ΔVattr为允许指令姿态跳变的需要速度阈值。
2.根据权利要求1所述的指令姿态确定方法，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所述的指令姿态确定方法，其特征在于，所述需要速度为
dvx＝Vxr-Vxi
dvy＝Vxr-Vxi
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所述的指令姿态确定方法，其特征在于，所述需要速度阈值为
其中，ΔVnav为导航速度跳变量，ζmax为允许指令姿态跳变量，ΔVattr为允许指令姿态跳变的需要速度阈值。
5.根据权利要求1所述的指令姿态确定方法，其特征在于，所述指令姿态分为实时变化指令姿态和固定指令姿态。
6.根据权利要求1所述的指令姿态确定方法，其特征在于，所述S4进一步包括：
则采用实时变化指令姿态具体算法为
ψir＝atan2(-dvz,dvx)
γir＝0
其中，θir为指令俯仰角，ψir为指令偏航角，γir为指令滚转角，a为参数，dvx、dvy、dvz为需要速度在赤道惯性坐标系三轴的分量。
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