CN111319801A - 一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法 - Google Patents

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Abstract

一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，包括如下步骤：S1、根据限制型三体引力轨道动力学模型，建立探测器从任一时刻至进入火星影响球时刻的误差传递模型；根据所述误差传递模型，计算当前时刻探测器到达火星的轨道偏差，当所述轨道偏差超过偏差预设值时，转入S2；S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正方法对当前时刻探测器的速度误差进行修正，然后利用S1中所述的误差传递模型，迭代计算获得当前时刻的脉冲速度增量；S3、根据S2中所述的脉冲速度增量，获取轨控时长、轨控点火方向。本发明方法实现了有限计算资源下的中途修正策略自主制定及实施，方法简单可行，提高了无地面支撑情况下的火星探测可靠性。

Description

一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法
技术领域
本发明涉及一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，特别是涉及一种适用于火星探测的中途修正策略在线制定及自主实施方法，属于火星探测轨道控制技术领域。
背景技术
我国将于2020年发射火星探测器，一次实现“绕”、“落”、“巡”的常规三步走流程。火星探测入轨后，由于火箭入轨误差、导航误差、机动执行误差，以及探测器在飞行过程中受到的各种摄动力影响，探测器实际飞行轨道将会偏离标称轨道，为了到达预定的捕获瞄准点，必须在地火巡航段完成对探测器的多次中途轨道修正(TCM)。
传统的中途修正都是基于地面测定轨数据，在地面进行大量的仿真迭代运算，最终制定中途修正捕获策略，这种方法受限于地面测控及测定轨的测量；当地面无测控通信时，器上无法自主生成策略，导致最终无法到达火星。考虑器上自主导航功能的合理利用，因此需要一种在轨自主制定中途修正策略的方案，保障在长时间无地面上注情况下，能够自主策略制定，自主实施，完成最终到达火星的目的。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于火星探测的中途修正策略在线制定及自主实施方法，包含以下步骤：S1、依据限制型三体引力轨道动力学模型，建立修正时刻至进入火星影响球时刻的误差传递关系，依据当前器上自主计算探测器轨道与标称轨道的位置及速度偏差，推算到达火星的轨道偏差，当半长轴及偏心率超出阈值时，转入S2；S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正策略进行误差修正，多次迭代后计算修正时刻的脉冲速度增量；S3、依据脉冲速度增量采用推力有限情况下的速度修正，制定误差修正策略。依据器上计算资源的受限，将S2及S3中设计的迭代算法进行分布计算，将迭代次数及类型编号，分配到多个控制周期当中。本发明方法实现了有限计算资源下的中途修正策略自主制定及实施，方法简单可行，提高了无地面支撑情况下的火星探测可靠性。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，包括如下步骤：
S1、根据限制型三体引力轨道动力学模型，建立探测器从任一时刻至进入火星影响球时刻的误差传递模型；根据所述误差传递模型，计算当前时刻探测器到达火星的轨道偏差，当所述轨道偏差超过偏差预设值时，转入S2；
S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正方法对当前时刻探测器的速度误差进行修正，然后利用S1中所述的误差传递模型，迭代计算获得当前时刻的脉冲速度增量；
S3、根据S2中所述的脉冲速度增量，获取轨控时长、轨控点火方向。
上述适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，优选的，S1中所述的误差传递模型为：
Xtof＝Φ(X0,ttof)X0
式中，Xtof为探测器进入火星影响球时刻的探测器轨道参数，Φ为状态转移矩阵，X0为当前时刻探测器的轨道参数，ttof为当前时刻至进入火星影响球时刻的约束时长。
上述适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，优选的，S1中所述轨道偏差包括轨道半长轴偏差和轨道偏心率偏差。
上述适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，优选的，S1中，所述偏差预设值包括轨道半长轴偏差预设值和轨道偏心率偏差预设值；当当前时刻探测器到达火星的轨道半长轴偏差超过轨道半长轴偏差预设值，且当前时刻探测器到达火星的轨道偏心率偏差超过轨道偏心率偏差预设值时，转入S2。
上述适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，优选的，S2中所述当前时刻的脉冲速度增量ΔV为：
ΔV＝S-1ΔQ
其中
Figure BDA0002406604130000031
Figure BDA0002406604130000032
式中，
Figure BDA0002406604130000033
为B平面上，由原点O指向渐近线与B平面的交点所确立的矢量；
Figure BDA0002406604130000034
和
Figure BDA0002406604130000035
分别为B平面上两坐标轴单位矢量，TTOF为探测器从当前时刻飞行到B平面的时间，ΔQ为B平面残余误差。
上述适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，优选的，S3中，根据S2中所述的脉冲速度增量的大小，利用探测器中途修正前的质量、燃料的比冲、标准的海平面引力加速度，计算燃料消耗；然后利用燃料消耗和有效推力，计算轨控时长。
上述适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，优选的，S3中，根据探测器的轨控推力器安装方向和S2中所述的脉冲速度增量的方向，计算轨控点火方向。
上述适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，优选的，将S2中所述速度误差进行修正和计算当前时刻的脉冲速度增量的所需时间分解到每个控制周期中；当到达积分时间后，获得当前B平面参数和修正速度增量误差，如果当前B平面参数误差小于前B平面参数误差阈值，则中途修正计算完毕，否则将根据B平面残余误差修正脉冲速度增量作为输入重新进行迭代计算新的B平面误差。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本方法具备在轨自主制定轨控策略的能力，对器上计算资源占用不大，是对地面测控及策略制定的一个可靠保障手段；
(2)本方法具备在轨自主选择中途修正时机的能力，根据当前自主导航测量的轨道参数，选择关键的轨道参数(轨道半长轴、轨道偏心率)作为参考量，设置相应的偏差阈值，自主选择中途修正时间。可有效降低地面测控系统长期监视压力；
(3)本方法具备在轨中途修正控制策略的计算能力，依据B平面参数作为修正目标量，采用B平面残余误差修正初始速度增量误差的方案，基于数值方案计算初始速度增量误差与B平面残余误差的敏感矩阵，解决非线性系统敏感矩阵解析解计算的难题；
(4)本方法具备将脉冲推力转换成有限推力的能力，依据推力大小、推力比冲及器上质量作为输入，自主将脉冲速度增量转换为器上可执行的推力时长约束；
(5)本方法具备分周期分布计算的能力，考虑器上计算资源约束，以及短时间器上速度变化慢的特点，提出器上将计算流程进行分布计算的策略，充分利于器上控制计算剩余的控制周期，进行多步分解计算。
附图说明
图1火星B平面示意图；
图2现有技术中常规中途修正策略制定流程；
图3中途修正策略自主制定及实施方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图3对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，包括如下步骤：
S1、根据限制型三体引力轨道动力学模型，建立探测器从任一时刻至进入火星影响球时刻的误差传递模型；根据所述误差传递模型，计算当前时刻探测器到达火星的轨道偏差(所述轨道偏差包括轨道半长轴偏差和轨道偏心率偏差)，当当前时刻探测器到达火星的轨道半长轴偏差超过轨道半长轴偏差预设值，且当前时刻探测器到达火星的轨道偏心率偏差超过轨道偏心率偏差预设值时，转入S2。
所述的误差传递模型为：
Xtof＝Φ(X0,ttof)X0
式中，Xtof为探测器进入火星影响球时刻的探测器轨道参数，Φ为状态转移矩阵，X0为当前时刻探测器的轨道参数，ttof为当前时刻至进入火星影响球时刻的约束时长。
S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正方法对当前时刻探测器的速度误差进行修正，然后利用S1中所述的误差传递模型，迭代计算获得当前时刻的脉冲速度增量。
所述当前时刻的脉冲速度增量ΔV为：
ΔV＝S-1ΔQ
其中
Figure BDA0002406604130000055
Figure BDA0002406604130000051
式中，
Figure BDA0002406604130000052
为B平面上，由原点O指向渐近线与B平面的交点所确立的矢量；
Figure BDA0002406604130000053
和
Figure BDA0002406604130000054
分别为B平面上两坐标轴单位矢量，TTOF为探测器从当前时刻飞行到B平面的时间，ΔQ为B平面残余误差。
将S2中所述速度误差进行修正和计算当前时刻的脉冲速度增量的所需时间分解到每个控制周期中；当到达积分时间后，获得当前B平面参数和修正速度增量误差，如果当前B平面参数误差小于前B平面参数误差阈值，则中途修正计算完毕，否则将根据B平面残余误差修正脉冲速度增量作为输入重新进行迭代计算新的B平面误差。
S3、根据S2中所述的脉冲速度增量，获取轨控时长、轨控点火方向。
具体的，根据S2中所述的脉冲速度增量的大小，利用探测器中途修正前的质量、燃料的比冲、标准的海平面引力加速度，计算燃料消耗；然后利用燃料消耗和有效推力，计算轨控时长。根据探测器的轨控推力器安装方向和S2中所述的脉冲速度增量的方向，计算轨控点火方向。
实施例：
一种适用于火星探测的中途修正策略在线制定及自主实施方法，火星探测器在轨飞行过程，基于光学自主导航得到的位置及速度信息，自主完成中途修正时基的选择，器上(即探测器上)自主生成中途修正控制策略，且在该过程中，最小程度占用计算机资源。该中途修正策略自主制定及实施方法包含以下步骤：
S1、依据限制型三体引力轨道动力学模型，建立修正时刻至进入火星影响球时刻的误差传递模型；依据当前器上自主计算探测器轨道与标称轨道的位置及速度偏差，推算到达火星的轨道偏差位置及速度，当半长轴及偏心率超出阈值时，转入S2。
S1.1建立以太阳为中心引力天体，火星引力为三体引力摄动的限制型三体轨道动力学模型。
Figure BDA0002406604130000061
其中
Figure BDA0002406604130000062
为探测器在日心J2000惯性系下的位置，
Figure BDA0002406604130000063
为火星在日心J2000惯性系下的位置，μs为太阳引力常数，μm为火星引力常数。
对方程(1)的动力学模型进行一次积分，得到探测器在日心J2000惯性系下的速度
Figure BDA0002406604130000071
以
Figure BDA0002406604130000072
为状态量，建立状态方程：
Figure BDA0002406604130000073
S1.2对公式(2)对应的非线性状态方程，求解其状态转移矩阵Φ(X,t)，t为时间，X为探测器的轨道参数。
Figure BDA0002406604130000074
由于中途修正时机的选取在短时间内对修正所需燃料消耗影响不大，因此状态转移矩阵采用一阶。根据到达时间约束，计算到达火星时的轨道参数；
Xtof＝Φ(X0,ttof)X0 (4)
式中，Xtof为探测器进入火星影响球时刻的探测器轨道参数，包括位置和速度，Φ为状态转移矩阵，X0为当前时刻探测器的轨道参数，ttof为当前时刻至进入火星影响球时刻的约束时长。
S1.3计算Xtof与目标状态Xt的偏差，设定阈值，超出阈值则进行中途修正策略计算。
S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正方法进行误差修正，多次迭代后计算修正时刻的脉冲速度增量。
建立进入火星轨道对应的B平面参数：假设双曲轨道入射渐近线的矢量为
Figure BDA0002406604130000075
在B平面上建立一平面坐标系，其原点O为火星的质心，
Figure BDA0002406604130000076
为火星赤道面法线方向。B平面上两坐标轴单位矢量
Figure BDA0002406604130000077
由下式确定
Figure BDA0002406604130000078
Figure BDA0002406604130000079
B平面上，由原点O指向渐近线与B平面的交点所确立的矢量为
Figure BDA00024066041300000710
其大小就是b，通常称为目标行星的瞄准半径。
Figure BDA00024066041300000711
矢量在
Figure BDA00024066041300000712
和
Figure BDA00024066041300000713
方向上的分量分别为
Figure BDA0002406604130000081
B平面上的
Figure BDA0002406604130000082
及
Figure BDA0002406604130000083
矢量关系详见附图。
S2.1根据目标轨道参数位置、速度依据公式(5)、公式(6)计算标称B平面矢量
Figure BDA0002406604130000084
再将进入火星时刻的位置速度投影至B平面，计算偏差向量为ΔB＝[ΔBT ΔBR]T，则当前时刻中途修正所需的脉冲速度增量与到达火星时刻B平面参数误差关系为
ΔV＝KT(KKT)-1ΔB (8)
其中ΔV为3×1维脉冲速度向量，K为2×3维B平面参数对速度的偏导数矩阵，由数值方法计算得到，记S＝KT(KKT)。
针对固定时间到达目标位置的中途修正策略，S矩阵的数值计算过程：
步骤21：根据到达火星目标位置、速度计算标称B平面参数
Figure BDA0002406604130000085
和
Figure BDA0002406604130000086
步骤22：脉冲速度增量
Figure BDA0002406604130000087
默认为【0 0 0】，结合当前探测器速度
Figure BDA0002406604130000088
计算初始递推状态
Figure BDA0002406604130000089
步骤23：选择偏差速度增量
Figure BDA00024066041300000810
结合初始递推状态
Figure BDA00024066041300000811
计算新的
Figure BDA00024066041300000812
结合公式(2)，采用数值积分策略，计算进入影响球的探测器位置速度，并基于公式(5)、(6)、(7)，解算B平面参数BT、BR及TTOF(探测器从当前时刻飞行到火星的时间)。与步骤1中计算的标称B平面参数相减计算B平面参数误差为
Figure BDA00024066041300000813
Figure BDA00024066041300000814
Figure BDA00024066041300000815
进而得到
Figure BDA00024066041300000816
Vx、Vy、Vz均为速度分量。
步骤24：选择偏差速度增量
Figure BDA0002406604130000091
按照步骤3的过程得到
Figure BDA0002406604130000092
步骤25：选择偏差速度增量
Figure BDA0002406604130000093
按照步骤3的过程得到
Figure BDA0002406604130000094
步骤26：计算敏感矩阵S
Figure BDA0002406604130000095
S2.2以
Figure BDA0002406604130000096
为初始值，按照S2.1步骤23的过程解算得到B平面参数误差
ΔQ＝[ΔBT ΔBR ΔTTOF]T
计算脉冲速度增量
Figure BDA0002406604130000097
如果ΔQ小于误差阈值，则ΔV为最终脉冲速度增量。
如果ΔQ不小于误差阈值，则
Figure BDA0002406604130000098
替换S2.1中
Figure BDA0002406604130000099
循环按照S2.1及S2.2的步骤执行，直至ΔQ小于误差阈值。
脉冲速度增量计算流程参见附图2。
此外，依据探测器上计算资源的受限，将S2中设计的迭代算法进行分布计算，将迭代次数及类型编号，分配到多个控制周期当中，实现有限计算资源下的中途修正策略自主制定及实施。
根据变步长积分策略，在S2中数值积分递推至目标B平面的过程中，将每一步的积分递推分解到每个周期，即每个周期积分递推一步，其处理策略：
第一个控制周期：判断积分后的位置与火星相对距离是否小于58万km，小于则停止积分；不小于则调用四阶龙哥库塔算法，按照设置的最大积分步长进行一步数值积分，并编号积分次数1；
第二个控制周期：判断积分后的位置与火星相对距离是否小于58万km，小于则停止积分；不小于则将积分次数为1的结果作为本次积分的输入，调用四阶龙哥库塔算法并根据上次四阶龙哥库塔递推两步之间的误差修正积分补偿，并编号积分次数2；
第n个控制周期：判断积分后的位置与火星相对距离是否小于58万km，小于则停止积分，并重置积分次数0；
器上多次进行数值积分运算时，重复调用以上积分策略。
S3、依据脉冲速度增量采用推力有限情况下的速度修正，制定误差修正策略。
按照深空轨控策略方案，包括轨控点火时长、轨控姿态、轨控速度增量。
S3.1轨控点火时长计算
根据由S2中计算的脉冲速度增量后，基于有限推力计算出相应的燃料消耗Δm
Figure BDA0002406604130000101
式中：m为探测器中途修正前的质量；Isp为推力F对应的比冲；g0为标准的海平面引力加速度。
由燃料消耗，结合有效推力F，计算轨控时长：
Figure BDA0002406604130000102
S3.2轨控姿态
假定本体系下推力方向为
Figure BDA0002406604130000103
脉冲速度增量
Figure BDA0002406604130000104
同时约束本体系下矢量
Figure BDA0002406604130000105
指向地球保证通信。则轨控姿态R为：
Figure BDA0002406604130000106
其中
Figure BDA0002406604130000107
为探测器指向地球的矢量。
S3.3计算轨控速度增量大小为
Figure BDA0002406604130000108
图3为本发明中途修正策略自主制定及实施方法流程图。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
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 (8)

1.一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、根据限制型三体引力轨道动力学模型，建立探测器从任一时刻至进入火星影响球时刻的误差传递模型；根据所述误差传递模型，计算当前时刻探测器到达火星的轨道偏差，当所述轨道偏差超过偏差预设值时，转入S2；
S2、以进入火星轨道的B平面参数为目标，采用微分修正方法对当前时刻探测器的速度误差进行修正，然后利用S1中所述的误差传递模型，迭代计算获得当前时刻的脉冲速度增量；
S3、根据S2中所述的脉冲速度增量，获取轨控时长、轨控点火方向。
2.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，S1中所述的误差传递模型为：
Xtof＝Φ(X0,ttof)X0
式中，Xtof为探测器进入火星影响球时刻的探测器轨道参数，Φ为状态转移矩阵，X0为当前时刻探测器的轨道参数，ttof为当前时刻至进入火星影响球时刻的约束时长。
3.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，S1中所述轨道偏差包括轨道半长轴偏差和轨道偏心率偏差。
4.根据权利要求2所述的一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，S1中，所述偏差预设值包括轨道半长轴偏差预设值和轨道偏心率偏差预设值；当当前时刻探测器到达火星的轨道半长轴偏差超过轨道半长轴偏差预设值，且当前时刻探测器到达火星的轨道偏心率偏差超过轨道偏心率偏差预设值时，转入S2。
5.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，S2中所述当前时刻的脉冲速度增量ΔV为：
ΔV＝S-1ΔQ
其中
Figure FDA0002406604120000021
Figure FDA0002406604120000022
式中，
Figure FDA0002406604120000023
为B平面上，由原点O指向渐近线与B平面的交点所确立的矢量；
Figure FDA0002406604120000024
和
Figure FDA0002406604120000025
分别为B平面上两坐标轴单位矢量，TTOF为探测器从当前时刻飞行到B平面的时间，ΔQ为B平面残余误差。
6.根据权利要求1～5之一所述的一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，S3中，根据S2中所述的脉冲速度增量的大小，利用探测器中途修正前的质量、燃料的比冲、标准的海平面引力加速度，计算燃料消耗；然后利用燃料消耗和有效推力，计算轨控时长。
7.根据权利要求1～5之一所述的一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，S3中，根据探测器的轨控推力器安装方向和S2中所述的脉冲速度增量的方向，计算轨控点火方向。
8.根据权利要求1～5之一所述的一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法，其特征在于，将S2中所述速度误差进行修正和计算当前时刻的脉冲速度增量的所需时间分解到每个控制周期中；当到达积分时间后，获得当前B平面参数和修正速度增量误差，如果当前B平面参数误差小于前B平面参数误差阈值，则中途修正计算完毕，否则将根据B平面残余误差修正脉冲速度增量作为输入重新进行迭代计算新的B平面误差。
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