CN111674573B

CN111674573B - 基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法及系统

Info

Publication number: CN111674573B
Application number: CN202010802749.3A
Authority: CN
Inventors: 韩柠; 王云财; 张松涛; 衣样; 刘辉
Original assignee: Beijing Institute of Control and Electronic Technology
Current assignee: Beijing Institute of Control and Electronic Technology
Priority date: 2020-08-11
Filing date: 2020-08-11
Publication date: 2020-11-10
Anticipated expiration: 2040-08-11
Also published as: CN111674573A

Abstract

本发明属于航空航天技术领域，具体涉及了一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法及系统，旨在解决现有技术无法实现非等值非平行引力场中探测器高精度比例导引的问题。本发明包括：获取目标天体相对探测器的视线矢量序列；通过数值微分和滤波计算目标天体相对于探测器的当前视线角速度；构建非等值非平行引力场中目标天体与探测器的相对动力学模型；以探测器和目标天体的位置和速度为模型初值，通过积分获取需用视线角速度；以当前视线角速度与需用视线角速度的差，结合探测器与目标天体的相对位置矢量计算待增速度矢量，进行探测器控制。本发明适用于非等值非平行引力场环境，保证探测器导引精度与导引效率，减少燃料消耗。

Description

基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法及系统

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，具体涉及了一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法及系统。

背景技术

在深空自主导航领域中，由于技术成熟度高、体积重量小和成本低等多方面的优势，光学自主导航系统获得了广泛关注。光学自主导航系统通过识别目标天体所成图像的像平面位置，得到对应视线矢量，通过多次测量的序列图像，得到序列视线角偏差，之后通过滤波估计算法获取探测器的位置和速度的估计值。

比例导引技术是一种传统的制导方法，由于其所需的信息量少，可靠性高和可操作性强等优点在导弹制导中获得广泛的应用。随着现代战争对毁伤效果提出更多的要求，往往要求攻击角度和终端速度满足一定的约束，在多约束需求的牵引下，比例导引也发展出多种扩展和修正形式，但这些制导律大多是以导弹为控制对象，且控制力连续可调，不适用于深空探测器的离散以及恒定推力场景。

在等值平行引力场中，探测器和目标所受的引力加速度大小方向均相等，根据比例导引方法设置视线角速度为零的思想，可根据当前视线角速度结合相对距离和视线方向计算待增速度矢量，而在非等值非平行引力场中，上述待增速度矢量的作用效果仅可保证当前时刻视线角速度为零，随着时间推移，引力加速度差异的持续作用使视线角速度不断发散，最终影响导引效果。

发明内容

为了解决现有技术中的上述问题，即现有技术无法实现非等值非平行引力场中探测器高精度比例导引的问题，本发明提供了一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，该方法包括：

步骤S10，获取目标天体相对于探测器的视线矢量序列；通过星历获取目标天体的位置，通过自主导航获取探测器的位置；

步骤S20，以所述视线矢量序列为源数据，通过数值微分和滤波方法计算目标天体相对于探测器的当前视线角速度；

步骤S30，基于所述目标天体的位置以及探测器的位置，构建非等值和非平行引力场中目标天体与探测器的相对动力学模型；

步骤S40，以当前目标天体的位置和速度以及探测器的位置和速度作为所述相对动力学模型的初值，并进行所述相对动力学模型的积分，获得目标天体相对于探测器的需用视线角速度；

步骤S50，基于目标天体相对于探测器的当前视线角速度与需用视线角速度的差，结合探测器与目标天体的相对位置矢量，计算探测器的当前待增速度矢量；

步骤S60，基于所述当前待增速度矢量进行探测器控制直至所述探测器成功撞击目标天体。

在一些优选的实施例中，步骤S10中“目标天体相对于探测器的视线矢量序列”通过设置于探测器的光学相机获取；

所述光学相机按固定周期对所述目标天体成像；

所述探测器，其姿态控制系统通过控制所述探测器的姿态使得所述目标天体在所述光学相机的视场内。

在一些优选的实施例中，所述视线矢量序列包括设定时间内两个或两个以上时刻对应的视线矢量。

在一些优选的实施例中，所述数值微分为拉格朗日插值微分或最小二乘多项式拟合微分；所述滤波为低通滤波。

在一些优选的实施例中，所述非等值和非平行引力场中探测任务期间内中心引力场引力的变化不可忽略，探测器与目标天体的引力加速度差异不可忽略。

在一些优选的实施例中，步骤S50中“探测器与目标天体的相对位置矢量”，其获取方法为：

若所述探测器与目标天体的绝对位置矢量精确已知，则基于探测器和目标天体的绝对位置矢量计算获取其相对位置矢量；

若所述探测器与目标天体的绝对位置矢量非精确已知，则通过光学相机获取的目标天体相对于探测器的视线矢量获取其相对位置矢量。

在一些优选的实施例中，步骤S50之后还包括：

设置待增速度矢量的下限阈值，并执行：

若待增速度矢量低于或等于设定下限阈值，则不进行探测器的调整，探测器继续按照原来的速度飞行；

若待增速度矢量高于设定下限阈值，则调整探测器的速度。

本发明的另一方面，提出了一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制系统，基于上述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，该系统包括输入模块、微分及滤波模块、动力学模型构建模块、需用视线角速度计算模块、待增速度矢量计算模块和探测器控制模块；

所述输入模块，配置为获取目标天体相对于探测器的视线矢量序列；通过星历获取目标天体的位置，通过自主导航获取探测器的位置；

所述微分及滤波模块，配置为以所述视线矢量序列为源数据，通过数值微分和滤波方法计算目标天体相对于探测器的当前视线角速度；

所述动力学模型构建模块，配置为基于所述目标天体的位置以及探测器的位置，构建非等值和非平行引力场中目标天体与探测器的相对动力学模型；

所述需用视线角速度计算模块，配置为以当前目标天体的位置和速度以及探测器的位置和速度作为所述相对动力学模型的初值，并进行所述相对动力学模型的积分，获得目标天体相对于探测器的需用视线角速度；

所述待增速度矢量计算模块，配置为基于目标天体相对于探测器的当前视线角速度与需用视线角速度的差，结合探测器与目标天体的相对位置矢量，计算探测器的当前待增速度矢量；

所述探测器控制模块，配置为基于所述当前待增速度矢量进行探测器控制直至所述探测器成功撞击目标天体。

本发明的第三方面，提出了一种存储装置，其中存储有多条程序，所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法。

本发明的第四方面，提出了一种处理装置，包括处理器、存储装置；所述处理器，适于执行各条程序；所述存储装置，适于存储多条程序；所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法。

本发明的有益效果：

（1）本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，使用比例导引的思想，考虑探测器与目标的相对运动关系，利用光学相机的测量信息获取视线变化信息；利用非准确的轨道信息估算需用角速度并计算待增速度矢量，排除引力加速度差异带来的干扰，保证导引精度，减少燃料消耗。

（2）本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，不需要地面测控系统对轨道信息的支持，没有自主导航滤波估计算法的收敛时间，没有收敛精度问题，探测器控制效率高。

（3）本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，考虑探测器与目标天体所受的引力加速度的差异和随时间变化的特性，减少了燃料消耗，提高了探测器控制精度。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法的流程示意图；

图2是本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法一种实施例的火卫一撞击任务示意图；

图3是本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法一种实施例的撞击器导航、制导与控制系统的原理框图；

图4是本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法一种实施例的比例导引方法计算过程示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

本发明提供一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，本方法基于光学自主导航系统的测量信息，结合比例导引方法设置视线角速度为0的思想和深空探测任务中脉冲推力控制的特点，适用于非等值非平行引力场下的比例导引，可排除探测器和目标天体引力加速度差异引起的干扰，保证导引精度，减少燃料消耗。

本发明的一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，该方法包括：

为了更清晰地对本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法进行说明，下面结合图1对本发明实施例中各步骤展开详述。

本发明第一实施例的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，包括步骤S10-步骤S60，各步骤详细描述如下：

步骤S10，获取目标天体相对于探测器的视线矢量序列；通过星历获取目标天体的位置，通过自主导航获取探测器的位置。

目标天体相对于探测器的视线矢量序列通过设置于探测器的光学相机获取，光学相机按固定周期对目标天体成像，并且探测器的姿态控制系统通过控制探测器的姿态使得目标天体在光学相机的视场内。

光学相机按照固定周期对目标天体成像，使用图像处理算法获取目标天体特征点在成像平面上的位置坐标，进而获取视线矢量。

如图2所示，本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法一种实施例的火卫一撞击任务示意图，包括火星（中心天体）1、环绕器2、撞击器（探测器）3和火卫一（目标天体）4。撞击器3搭载于环绕器2上，并于合适时机分离；光学导航启动并开始对火卫一（目标天体）4的观测，并选取适当的时机计算脉冲机动指令，施加机动；环绕器2、撞击器（探测器）3和火卫一（目标天体）4的飞行轨迹受到火星中心天体）1的引力场作用的影响。

步骤S20，以所述视线矢量序列为源数据，通过数值微分和滤波方法计算目标天体相对于探测器的当前视线角速度。

视线矢量序列包括设定时间内两个或两个以上时刻对应的视线矢量。数值微分为拉格朗日插值微分或最小二乘多项式拟合微分，滤波为低通滤波。数值微分和滤波的方法有很多种，在其他实施例中，可以根据需要选择其他合适的数值微分方法和滤波方法，本发明在此不一一详述。

步骤S30，基于所述目标天体的位置以及探测器的位置，构建非等值和非平行引力场中目标天体与探测器的相对动力学模型。

非等值和非平行引力场中探测任务期间内中心引力场引力的变化不可忽略，探测器与目标天体的引力加速度差异不可忽略。这种引力场包括：月球探测任务，火星探测任务等，不包括小行星探测任务。

步骤S40，以当前目标天体的位置和速度以及探测器的位置和速度作为所述相对动力学模型的初值，并进行所述相对动力学模型的积分，获得目标天体相对于探测器的需用视线角速度。

需用视线角速度由相对动力学方程积分求得，包含对探测器和目标天体自由飞行情况下的引力加速度差异的作用效果的预示，需迭代求取。

步骤S50，基于目标天体相对于探测器的当前视线角速度与需用视线角速度的差，结合探测器与目标天体的相对位置矢量，计算探测器的当前待增速度矢量。

“探测器与目标天体的相对位置矢量”，其获取方法为：

若探测器与目标天体的绝对位置矢量精确已知，则基于探测器和目标天体的绝对位置矢量计算获取其相对位置矢量；

若探测器与目标天体的绝对位置矢量非精确已知，则通过光学相机获取的目标天体相对于探测器的视线矢量获取其相对位置矢量。

如图3所示，为本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法一种实施例的撞击器导航、制导与控制系统的原理框图，光学相机32通过对拍摄的目标天体图像进行图像处理获取视线角

，视线角的变化反映了撞击器（探测器）3与火卫一（目标天体） 4的相对运动关系31，通过数值微分方法33获取当前视线角速度

，比例导引方法34利用目标星历35等信息获取需用角速度

，结合当前视线角速度

得到待增速度矢量

，发动机36开机调整撞击器速度并影响撞击器（探测器）3与火卫一（目标天体）4的相对运动 31。

如图4所示，为本发明基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法一种实施例的比例导引方法计算过程示意图，通过惯性系到视线系转换矩阵341（

为惯性系I到视线系S的转换矩阵）和火卫一（目标天体）4的火星（中心天体）1中心位置矢量342（

为中心天体的中心位置矢量）结合撞击器（探测器）3与火卫一（目标天体）4的相对距离343（

为探测器与目标天体的相对距离）得到引力加速度差344（

、

、

分别为引力加速度差的

、

和

方向的分量），积分得到需用视线角速度345（

和

分别为需用视线角速度

的

和

方向的分量），结合当前视线角速度346（

为当前视线角速度）和撞击器（探测器）3与火卫一（目标天体）4相对位置矢量347（

为探测器与目标天体的相对位置矢量）计算待增速度矢量348（

为待增速度矢量）。

获取了待增速度矢量后，可以依据其对探测器进行控制，还可以根据设定的规则进行调整，比如为待增速度矢量设置分段调整，设置下限阈值：

若待增速度矢量高于设定下限阈值，则调整探测器的速度。

根据不同的情况进行探测器的调整，实现探测器的精确速度增量修正后，可以大大减少待增速度矢量计算的次数和探测器的调整次数，减少了燃料消耗，提高了探测器的控制精度和控制效率。

本发明第二实施例的一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，包括以下步骤：

基于步骤S10-S50对应的方法获取探测器与目标天体的相对位置矢量以及探测器的当前待增速度矢量；

基于探测器与目标天体的相对位置矢量，获取探测器与目标天体之间的距离，若距离小于预设距离，则基于当前待增速度矢量进行探测器控制直至探测器成功撞击目标天体；否则，执行以下步骤：

在下一控制周期内，在探测器的待增速度矢量基础上增加设定大小的视线方向的速度增量。通过该方法可以在探测器远离目标天体时尽可能的获得加速，缩短追击时间。

通过本实施例方法，可以有效的减少制导过程中撞击器方向调整的频次，有效的节省了燃料消耗，因此，探测器可以携带更少的燃料执行撞击任务，有效的降低了探测器的携带重量。同时，基于距离的两段式控制方式，可以在距离目标天体较远时，将控制重点主要放在追击目标上，可以尽可能提高速度，节省了追击时间；在距离目标天体较近时，采用步骤S10-S50计算得到的待增速度矢量进行探测器控制，有效的提高了撞击精度。

本发明第三实施例的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制系统，基于上述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，该系统包括输入模块、微分及滤波模块、动力学模型构建模块、需用视线角速度计算模块、待增速度矢量计算模块和探测器控制模块；

所属技术领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统的具体工作过程及有关说明，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

需要说明的是，上述实施例提供的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制系统，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，在实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块来完成，即将本发明实施例中的模块或者步骤再分解或者组合，例如，上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。对于本发明实施例中涉及的模块、步骤的名称，仅仅是为了区分各个模块或者步骤，不视为对本发明的不当限定。

本发明第四实施例的一种存储装置，其中存储有多条程序，所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法。

本发明第五实施例的一种处理装置，包括处理器、存储装置；处理器，适于执行各条程序；存储装置，适于存储多条程序；所述程序适于由处理器加载并执行以实现上述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法。

所属技术领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的存储装置、处理装置的具体工作过程及有关说明，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

本领域技术人员应该能够意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的模块、方法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，软件模块、方法步骤对应的程序可以置于随机存储器（RAM）、内存、只读存储器（ROM）、电可编程ROM、电可擦除可编程ROM、寄存器、硬盘、可移动磁盘、CD-ROM、或技术领域内所公知的任意其它形式的存储介质中。为了清楚地说明电子硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以电子硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。本领域技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不是用于描述或表示特定的顺序或先后次序。

术语“包括”或者任何其它类似用语旨在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备/装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者还包括这些过程、方法、物品或者设备/装置所固有的要素。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征做出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，其特征在于，该方法包括：

步骤S60，基于探测器与目标天体的相对位置矢量，获取探测器与目标天体之间的距离，若距离小于预设距离，则跳转步骤S70；否则：

在下一控制周期内，在探测器的待增速度矢量基础上增加设定大小的视线方向的速度增量作为待增速度矢量，跳转步骤S70；

步骤S70，设置待增速度矢量阈值自适应调整的下限阈值：

若所述待增速度矢量低于或等于设定下限阈值，则不进行探测器的调整，探测器继续按照原来的速度飞行直至成功撞击目标天体；

若待增速度矢量高于设定下限阈值，则调整探测器的速度并进行探测器控制直至所述探测器成功撞击目标天体。

2.根据权利要求1所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，其特征在于，步骤S10中“目标天体相对于探测器的视线矢量序列”通过设置于探测器的光学相机获取；

所述光学相机按固定周期对所述目标天体成像；

3.根据权利要求1所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，其特征在于，所述视线矢量序列包括设定时间内两个或两个以上时刻对应的视线矢量。

4.根据权利要求1所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，其特征在于，所述数值微分为拉格朗日插值微分或最小二乘多项式拟合微分；所述滤波为低通滤波。

5.根据权利要求1所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，其特征在于，所述非等值和非平行引力场中探测任务期间内中心引力场引力的变化不可忽略，探测器与目标天体的引力加速度差异不可忽略。

6.根据权利要求3所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，其特征在于，步骤S50中“探测器与目标天体的相对位置矢量”，其获取方法为：

7.一种基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制系统，其特征在于，基于权利要求1-6任一项所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法，该系统包括输入模块、微分及滤波模块、动力学模型构建模块、需用视线角速度计算模块、待增速度矢量计算模块、距离判别模块、阈值自适应调整模块和探测器控制模块；

所述距离判别模块，配置为基于探测器与目标天体的相对位置矢量，获取探测器与目标天体之间的距离，若距离小于预设距离，则跳转阈值自适应调整模块；否则：

在下一控制周期内，在探测器的待增速度矢量基础上增加设定大小的视线方向的速度增量作为待增速度矢量，跳转阈值自适应调整模块；

所述阈值自适应调整模块，配置为设置待增速度矢量阈值自适应调整的下限阈值：

若所述待增速度矢量低于或等于设定下限阈值，则不进行探测器的调整，探测器继续按照原来的速度飞行；

若待增速度矢量高于设定下限阈值，则调整探测器的速度；

所述探测器控制模块，配置为控制探测器以原来的速度或调整后的速度飞行直至所述探测器成功撞击目标天体。

8.一种存储装置，其中存储有多条程序，其特征在于，所述程序适于由处理器加载并执行以实现权利要求1-6任一项所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法。

9.一种处理装置，包括处理器，适于执行各条程序；以及存储装置，适于存储多条程序；其特征在于，所述程序适于由处理器加载并执行以实现权利要求1-6任一项所述的基于比例导引的非平行引力场深空撞击控制方法。