CN113022893B - 一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法和系统 - Google Patents

一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法和系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法和系统，该方法包括：根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；同时，获取轨控加速度aT；根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK；根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果；根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure DDA0002954310130000011
根据修正后的制导目标
Figure DDA0002954310130000012
进行三次解算，得到三次速度解算结果；根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制。本发明旨在解决现有Lambert制导方案存在的问题，以满足未来空间机动的自主性、自适应性与高精度制导的任务需求。

Description

一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法和系统
技术领域
本发明属于空间机动平台高精度制导技术领域，尤其涉及一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法和系统。
背景技术
当前空间交会拦截的轨道大范围转移大多采用标称制导方案，地面测定轨并制定轨控策略，航天器根据上注参数进行程序轨控。标称制导自主性与抗干扰能力差，任务准备时间较长，不能适应空间机动任务的自主性与快速性需求。Lambert制导可以实现空间交会拦截的自主远程制导，但其仍面临如下的问题：
(1)大范围轨道转移的无动力飞行时间较长，而Lambert制导基于二体模型解算，地球引力模型误差(主要是J2项)对轨控精度影响较大；
(2)轨控发动机推力较小导致开机时间较长，较大的偏离了理想的关机点状态，引入实时闭环制导时会引起姿态角指令变化较大，且关机点附近姿态变化较为剧烈；
(3)有限推力变轨的推重比是变化，且受发动机偏差影响，轨控加速度不是常值，影响轨控精度；
(4)发动机关机的精度影响轨控精度，需要设计高可靠、高精度的关机方程。
可见，现有的Lambert制导方案难以满足未来空间机动的自主性、自适应性与高精度制导的任务需求。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法和系统，旨在解决现有Lambert制导方案存在的问题，以满足未来空间机动的自主性、自适应性与高精度制导的任务需求。
为了解决上述技术问题，本发明公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法，包括：
根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；同时，获取轨控加速度aT；其中，飞行参数，包括：航天器的当前位置r、当前速度v、目标位置rT和飞行时间约束T；
根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK；
根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果；
根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000021
根据修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000022
进行三次解算，得到三次速度解算结果；
根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制。
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果，包括：
根据当前位置r、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第一需要速度
Figure BDA0002954310110000023
根据当前速度v和第一需要速度
Figure BDA0002954310110000024
解算得到第一增益速度
Figure BDA0002954310110000025
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，获取轨控加速度aT，包括：
获取加速度计的采样结果；
对加速度计的采样结果进行滤波估计，得到轨控加速度aT：
Figure BDA0002954310110000026
aT＝axl(k)
其中，T*表示时间常数，h表示加速度计的采样周期，ax(k)表示加速度计当前拍采样得到的轴向加速度，axl(k-1)表示上一拍的滤波输出值，axl(k)表示当前拍的滤波输出值。
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，预测理想关机点位置rK的解算公式如下：
Figure BDA0002954310110000031
其中，r表示航天器的当前位置。
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果，包括：
根据预测理想关机点位置rK、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第二需要速度
Figure BDA0002954310110000032
根据当前速度v和第二需要速度
Figure BDA0002954310110000033
解算得到第二增益速度
Figure BDA0002954310110000034
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000035
包括：
根据预测理想关机点位置rK和第二需要速度
Figure BDA0002954310110000036
采样四阶龙格库塔积分预测航天器无动力飞行时，考虑地球引力摄动下T时刻的位置rT'；
采用虚拟目标修正策略对目标位置rT进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000037
Figure BDA0002954310110000038
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，根据修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000039
进行三次解算，得到三次速度解算结果，包括：
根据预测理想关机点位置rK、修正后的制导目标
Figure BDA00029543101100000310
和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第三需要速度
Figure BDA00029543101100000311
根据当前速度v和第三需要速度
Figure BDA00029543101100000312
解算得到第三增益速度
Figure BDA00029543101100000313
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制，包括：
确定第三增益速度
Figure BDA00029543101100000314
在惯性坐标系中的三个方向的分量：vdx、vdy和vdz；
选取vdx、vdy和vdz中的最大值作为关机判断条件；其中，vdx、vdy和vdz中的最大值记作vdmax；
判断vdmax是否满足过零条件；若满足，则生成发动机关机指令；若不满足，则生成姿态角指令，并进行下一周期的解算。
在上述空间交会拦截自主自适应远程制导方法中，生成姿态角指令，包括：
根据第三增益速度
Figure BDA0002954310110000041
计算得到轨道坐标系下的需要速度增益
Figure BDA0002954310110000042
Figure BDA0002954310110000043
其中，
Figure BDA0002954310110000044
表示惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵；
确定
Figure BDA0002954310110000045
在轨道坐标系中的三个方向的分量：
Figure BDA0002954310110000046
和
Figure BDA0002954310110000047
解算得到轨道坐标系下的滚动角φc、俯仰角
Figure BDA00029543101100000413
和偏航角ψc：
φc＝0
Figure BDA0002954310110000048
Figure BDA0002954310110000049
根据解算得到的轨道坐标系下的滚动角φc、俯仰角
Figure BDA00029543101100000410
和偏航角ψc，生成姿态角指令。
相应的，本发明还公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导系统，包括：
第一解算模块，用于根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；同时，获取轨控加速度aT；其中，飞行参数，包括：航天器的当前位置r、当前速度v、目标位置rT和飞行时间约束T；
预测模块，用于根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK；
第二解算模块，用于根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果；
修正模块，用于根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure BDA00029543101100000411
第三解算模块，用于根据修正后的制导目标
Figure BDA00029543101100000412
进行三次解算，得到三次速度解算结果；
制导控制模块，用于根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制。
本发明具有以下优点：
本发明公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导方案，解决了现有Lambert制导方案存在的问题，可满足未来空间机动的自主性、自适应性与高精度制导的任务需求。
附图说明
图1是本发明实施例中一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法的步骤流程图；
图2是本发明实施例中一种空间交会拦截自主自适应远程制导系统的结构框图。
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，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
本发明公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导方案，其核心思想之一在于：基于速度增益制导原理进行实时的闭环制导，引入地球引力摄动自主补偿、基于预测的关机点状态进行制导控制、轨控加速度自适应估计、自主选择关机条件等控制策略，解决了有限推力自主制导以及传统方法轨控精度差、姿态变化剧烈等问题。本方案可应用于各类空间飞行器的远程交会任务，满足空间机动平台全自主、自适应、高可靠、高精度的远程制导任务需求。
如图1，在本实施例中，该空间交会拦截自主自适应远程制导方法，包括：
步骤101，根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；同时，获取轨控加速度aT。
在本实施例中，飞行参数包括但不仅限于：航天器的当前位置r、当前速度v、目标位置rT和飞行时间约束T。
优选的，可以先获取航天器的当前位置r、当前速度v、目标位置rT和飞行时间约束T；然后根据当前位置r、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第一需要速度
Figure BDA0002954310110000061
进一步的，根据当前速度v和第一需要速度
Figure BDA0002954310110000062
解算得到第一增益速度
Figure BDA0002954310110000063
其中，需要说明的是，基于Lambert问题的求解对本领域技术人员是公知的，在此不再赘述。
优选的，一种获取轨控加速度aT的方式可以如下：
首先，获取加速度计的采样结果。
然后，对加速度计的采样结果进行滤波估计，进而得到轨控加速度aT：
Figure BDA0002954310110000064
aT＝axl(k)
其中，T*表示时间常数，h表示加速度计的采样周期，ax(k)表示加速度计当前拍采样得到的轴向加速度，axl(k-1)表示上一拍的滤波输出值，axl(k)表示当前拍的滤波输出值。
步骤102，根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK。
在本实施例中，预测理想关机点位置rK的解算公式可以如下：
Figure BDA0002954310110000065
步骤103，根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果。
在本实施例中，与步骤101的一次解算方式类似，采用预测理想关机点位置rK替换当前位置r进行二次解算。即，根据预测理想关机点位置rK、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第二需要速度
Figure BDA0002954310110000066
根据当前速度v和第二需要速度
Figure BDA0002954310110000067
解算得到第二增益速度
Figure BDA0002954310110000068
步骤104，根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000069
在本实施例中，可以根据预测理想关机点位置rK和第二需要速度
Figure BDA0002954310110000071
采样四阶龙格库塔积分预测航天器无动力飞行时，考虑地球引力摄动下T时刻的位置rT'；然后，采用虚拟目标修正策略对目标位置rT进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000072
步骤105，根据修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000073
进行三次解算，得到三次速度解算结果。
在本实施例中，与步骤101的一次解算方式类似，三次解算时，根据预测理想关机点位置rK、修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000074
和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第三需要速度
Figure BDA00029543101100000716
根据当前速度v和第三需要速度
Figure BDA0002954310110000075
解算得到第三增益速度
Figure BDA0002954310110000076
步骤106，根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制。
在本实施例中，自适应远程制导控制具体可以包括：发动机关机指令的生成和姿态角指令的生成。具体实现如下：
首先，确定第三增益速度
Figure BDA0002954310110000077
在惯性坐标系中的三个方向的分量：vdx、vdy和vdz。
然后，选取vdx、vdy和vdz中的最大值作为关机判断条件；其中，vdx、vdy和vdz中的最大值记作vdmax。
最后，判断vdmax是否满足过零条件。其中，若vdmax满足过零条件，则生成发动机关机指令；否则，生成姿态角指令，并进行下一周期的解算。
优选的，姿态角指令的生成方式如下：
首先，根据第三增益速度
Figure BDA0002954310110000078
计算得到轨道坐标系下的需要速度增益
Figure BDA0002954310110000079
Figure BDA00029543101100000710
其中，
Figure BDA00029543101100000711
表示惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵。
其次，确定
Figure BDA00029543101100000712
在轨道坐标系中的三个方向的分量：
Figure BDA00029543101100000713
和
Figure BDA00029543101100000714
然后，解算得到轨道坐标系下的滚动角φc、俯仰角
Figure BDA00029543101100000715
和偏航角ψc：
φc＝0
Figure BDA0002954310110000081
Figure BDA0002954310110000082
最后，根据解算得到的轨道坐标系下的滚动角φc、俯仰角
Figure BDA0002954310110000083
和偏航角ψc，生成姿态角指令。
综上所述，本发明公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法，根据航天器的飞行参数，通过多次解算，实现了全自主、高精度、自适应的远程制导控制，能有效抑制发动机偏差、轨控偏差等干扰，降低了对姿控精度的要求，实用性强，可满足未来空间机动的自主性、自适应性与高精度制导的任务需求。通过积分预测地球引力摄动导致的目标偏离，采用虚拟目标修正策略对制导目标进行一次修正，全过程进行滚动的自主引力摄动干扰补偿，在大范围轨道转移中可保持高精度的轨道控制，实现了地球引力摄动自主补偿。基于预测的关机点状态重新解算Lambert问题，进行制导控制，使实际关机点与理想关机点偏离小，避免了有限推力直接采用Lambert制导姿态角指令变化剧烈的问题。采用自适应估计估计得到轨控加速度，实现了轨控加速度的自适应调整，提高了方案的适应性与轨控精度。通过多次速度解算结果，自主选择关机判断条件，可靠性高，同时提高了关机点状态精度。
在上述实施例的基础上，如图2，本发明还公开了一种空间交会拦截自主自适应远程制导系统，包括：第一解算模块201，用于根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；同时，获取轨控加速度aT。预测模块202，用于根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK。第二解算模块203，用于根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果。修正模块204，用于根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000084
第三解算模块205，用于根据修正后的制导目标
Figure BDA0002954310110000085
进行三次解算，得到三次速度解算结果。制导控制模块206，用于根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制。
对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。
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。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种空间交会拦截自主自适应远程制导方法，其特征在于，包括：
根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；包括：根据航天器的当前位置r、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第一需要速度
Figure FDA0003865182310000011
根据当前速度v和第一需要速度
Figure FDA0003865182310000012
解算得到第一增益速度
Figure FDA0003865182310000013
Figure FDA0003865182310000014
获取轨控加速度aT；
根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK：
Figure FDA0003865182310000015
根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果；包括：根据预测理想关机点位置rK、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第二需要速度
Figure FDA0003865182310000016
根据当前速度v和第二需要速度
Figure FDA0003865182310000017
解算得到第二增益速度
Figure FDA0003865182310000018
根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure FDA0003865182310000019
包括：根据预测理想关机点位置rK和第二需要速度
Figure FDA00038651823100000110
采样四阶龙格库塔积分预测航天器无动力飞行时，考虑地球引力摄动下T时刻的位置rT′；采用虚拟目标修正策略对目标位置rT进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure FDA00038651823100000111
根据修正后的制导目标
Figure FDA00038651823100000112
进行三次解算，得到三次速度解算结果；包括：根据预测理想关机点位置rK、修正后的制导目标
Figure FDA00038651823100000113
和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第三需要速度
Figure FDA00038651823100000114
根据当前速度v和第三需要速度
Figure FDA00038651823100000115
解算得到第三增益速度
Figure FDA00038651823100000116
根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制；包括：确定第三增益速度
Figure FDA00038651823100000117
在惯性坐标系中的三个方向的分量：vdx、vdy和vdz；选取vdx、vdy和vdz中的最大值作为 vdmax关机判断条件；判断vdmax是否满足过零条件；若满足，则生成发动机关机指令；若不满足，则生成姿态角指令，并进行下一周期的解算。
2.根据权利要求1所述的空间交会拦截自主自适应远程制导方法，其特征在于，获取轨控加速度aT，包括：
获取加速度计的采样结果；
对加速度计的采样结果进行滤波估计，得到轨控加速度aT：
Figure FDA0003865182310000021
aT＝axl(k)
其中，T*表示时间常数，h表示加速度计的采样周期，ax(k)表示加速度计当前拍采样得到的轴向加速度，axl(k-1)表示上一拍的滤波输出值，axl(k)表示当前拍的滤波输出值。
3.根据权利要求1所述的空间交会拦截自主自适应远程制导方法，其特征在于，生成姿态角指令，包括：
根据第三增益速度
Figure FDA0003865182310000022
计算得到轨道坐标系下的需要速度增益
Figure FDA0003865182310000023
Figure FDA0003865182310000024
其中，
Figure FDA0003865182310000025
表示惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵；
确定
Figure FDA0003865182310000026
在轨道坐标系中的三个方向的分量：
Figure FDA0003865182310000027
和
Figure FDA0003865182310000028
解算得到轨道坐标系下的滚动角φc、俯仰角
Figure FDA0003865182310000029
和偏航角ψc：
φc＝0
Figure FDA00038651823100000210
Figure FDA00038651823100000211
根据解算得到的轨道坐标系下的滚动角φc、俯仰角
Figure FDA00038651823100000212
和偏航角ψc，生成姿态角指令。
4.一种空间交会拦截自主自适应远程制导系统，其特征在于，包括：
第一解算模块，用于根据飞行参数进行一次解算，得到一次速度解算结果；具体包括：根据航天器的当前位置r、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第一需要速度
Figure FDA0003865182310000031
根据当前速度v和第一需要速度
Figure FDA0003865182310000032
解算得到第一增益速度
Figure FDA0003865182310000033
第一解算模块，还用于获取轨控加速度aT；
预测模块，用于根据一次速度解算结果和轨控加速度aT，解算得到预测理想关机点位置rK：
Figure FDA0003865182310000034
第二解算模块，用于根据预测理想关机点位置rK进行二次解算，得到二次速度解算结果；具体包括：根据预测理想关机点位置rK、目标位置rT和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第二需要速度
Figure FDA0003865182310000035
根据当前速度v和第二需要速度
Figure FDA0003865182310000036
解算得到第二增益速度
Figure FDA0003865182310000037
修正模块，用于根据预测理想关机点位置rK和二次速度解算结果进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure FDA0003865182310000038
具体包括：根据预测理想关机点位置rK和第二需要速度
Figure FDA0003865182310000039
采样四阶龙格库塔积分预测航天器无动力飞行时，考虑地球引力摄动下T时刻的位置rT′；采用虚拟目标修正策略对目标位置rT进行制导目标修正，得到修正后的制导目标
Figure FDA00038651823100000310
第三解算模块，用于根据修正后的制导目标
Figure FDA00038651823100000311
进行三次解算，得到三次速度解算结果；具体包括：根据预测理想关机点位置rK、修正后的制导目标
Figure FDA00038651823100000312
和飞行时间约束T，基于Lambert问题求解，得到第三需要速度
Figure FDA00038651823100000313
根据当前速度v和第三需要速度
Figure FDA00038651823100000314
解算得到第三增益速度
Figure FDA00038651823100000315
制导控制模块，用于根据三次速度解算结果，进行自适应远程制导控制；具体包括：确定第三增益速度
Figure FDA00038651823100000316
在惯性坐标系中的三个方向的分量：vdx、vdy和vdz；选取vdx、vdy和vdz中的最大值作为 vdmax关机判断条件；判断vdmax是否满足过零条件；若满足，则生成发动机关机指令；若不满足，则生成姿态角指令，并进行下一周期的解算。
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