CN113060306A - 有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备 - Google Patents

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CN113060306A CN202110348007.2A CN202110348007A CN113060306A CN 113060306 A CN113060306 A CN 113060306A CN 202110348007 A CN202110348007 A CN 202110348007A CN 113060306 A CN113060306 A CN 113060306A
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Abstract

本申请涉及一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备。所述迭代制导方法的思想是在多脉冲滑移轨道规划的基础上，下一个脉冲速度增益计算是对前一次脉冲因为有限推力产生的干扰进行实时校正计算，利用双脉冲原理，但是对于当前状态的计算是根据导航测量得到的相对状态，这样依次迭代校正，最后一个脉冲是不能校正的，其有限推力引起的误差就是制导误差。

Description

有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备
技术领域
本申请涉及航天器制导技术领域，特别是涉及一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备。
背景技术
近程交会涉及两个飞行器的相对运动，是交会过程的后期阶段，依赖于相对导航方式接近目标，导航设备包括相对GPS，激光雷达等。
双脉冲轨道转移理论上可以实现轨道交会，但是由于第二个脉冲的速度增益可能较大无法实现精确控制，达不到交会的目的，而需要研究多脉冲转移，但多脉冲转移没有唯一解，理论上具有无穷多个解，也就是与脉冲发生的时刻、脉冲大小及其次数有关。通常要进行优化，工程上为简化多脉冲求解，往往给定约束轨道和交会时间，从中选取脉冲数、及其发生时刻、脉冲大小，获得次优解。如果多冲量机动每次冲量施加的时间不固定，直接对机动时间和能量进行优化需要解一个非常复杂的非线性问题。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够提高控制精度的一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备。
一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法，所述方法包括：
获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据所述初始时刻和所述交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数。
获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；所述状态矢量包括位置矢量和速度矢量。
设置初始时刻为当前脉冲时刻。
根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵。
根据所述追踪器位置矢量、所述追踪器速度矢量、所述目标器位置矢量、所述目标器速度矢量以及所述转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据标准轨道方程，得到下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量。
根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将所述相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益。
根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据所述绝对速度增益，确定有限推力；根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影。
对真空段J2000坐标系中目标器动力学方程和追踪器动力学方程在当前脉冲时刻与下一脉冲时刻之间进行积分，得到下一脉冲时刻目标器状态矢量以及追踪器的状态矢量；更新当前脉冲时刻，进行下一次迭代制导，直到下一脉冲为最后一个脉冲为止。
根据推力加速度投影在发动机工作时间内进行积分，得到追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再在最后一个脉冲时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的直角坐标速度和速度。
根据最后一个脉冲时刻追踪器的速度矢量和目标器的速度矢量，得到迭代制导速度误差。
一种有限推理的多脉冲交会迭代导航制导装置，所述装置包括：
交会目标轨道参数获取模块：用于获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据所述初始时刻和所述交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数。
初始状态参数获取模块：用于获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；所述状态矢量包括位置矢量和速度矢量。
迭代制导参数设置模块：用于设置初始时刻为当前脉冲时刻。
迭代制导模：根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵；根据所述追踪器位置矢量、所述追踪器速度矢量、所述目标器位置矢量、所述目标器速度矢量以及所述转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据标准轨道方程，得到下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量；根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将所述相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益；根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据所述绝对速度增益，确定有限推力；根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；对真空段J2000坐标系中目标器动力学方程和追踪器动力学方程在当前脉冲时刻与下一脉冲时刻之间进行积分，得到下一脉冲时刻目标器状态矢量以及追踪器的状态矢量；更新当前脉冲时刻，进行下一次迭代制导，直到下一脉冲为最后一个脉冲为止。
最后一个脉冲制导模块：用于根据推力加速度投影在发动机工作时间内进行积分，得到追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再在最后一个脉冲时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的直角坐标速度和速度。
迭代制导误差确定模块，用于根据最后一个脉冲时刻追踪器的速度矢量和目标器的速度矢量，得到迭代制导速度误差。
上述有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备，所述迭代制导方法的思想是在多脉冲滑移轨道规划的基础上，下一个脉冲速度增益计算是对前一次脉冲因为有限推力产生的干扰进行实时校正计算，利用双脉冲原理，但是对于当前状态的计算是根据导航测量得到的相对状态，这样依次迭代校正，最后一个脉冲是不能校正的，其有限推力引起的误差就是制导误差。
附图说明
图1为一个实施例中有限推力的多脉冲交会迭代制导方法的流程示意图；
图2为另一个实施例中有限推力的多脉冲交会迭代制导方法的流程示意图；
图3为另一个实施例中有限推力的多脉冲交会迭代制导装置的结构框图；
图4为另一个实施例中一个实施例中电子设备的内部结构图；
图5为其中一个实施例中近距离30公里3脉冲指数交会轨道绝对轨迹示意图；
图6为其中一个实施例中近距离20公里4脉冲快速交会轨道相对轨迹示意图；
图7为其中一个实施例中近距离114公里3脉冲指数交会轨道绝对轨迹示意图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法，包括以下步骤：
步骤100，获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据初始时刻和交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数。
步骤102，获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；状态矢量包括位置矢量和速度矢量。
步骤104，设置初始时刻为当前脉冲时刻。
步骤106，根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵。
步骤108，根据追踪器位置矢量、追踪器速度矢量、目标器位置矢量、目标器速度矢量以及转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据标准轨道方程，得到下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量。
步骤110，根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益。
步骤112，根据绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据绝对速度增益，确定有限推力；根据偏航角、俯仰角以及有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影。
步骤114，对真空段J2000坐标系中目标器动力学方程和追踪器动力学方程在当前脉冲时刻与下一脉冲时刻之间进行积分，得到下一脉冲时刻目标器状态矢量以及追踪器的状态矢量；更新当前脉冲时刻，进行下一次迭代制导，直到下一脉冲为最后一个脉冲为止。
真空段目标器和追踪器在J2000坐标系中的动力学方程表达式为：
Figure BDA0003001375690000041
Figure BDA0003001375690000042
Figure BDA0003001375690000043
Figure BDA0003001375690000044
Figure BDA0003001375690000045
Figure BDA0003001375690000046
如果已知脉冲速度增益：ΔVr＝[ΔVx ΔVy ΔVz]T
则相对目标坐标系的常值偏航角为：ψr＝sin-1(-ΔVz/A1)
相对目标坐标系的常值俯仰角为：
Figure BDA0003001375690000051
Figure BDA0003001375690000052
Figure BDA0003001375690000053
其中：
Figure BDA0003001375690000054
m0是当前质量，tgo是发动机工作时间，
Figure BDA0003001375690000055
是变轨发动机理论秒流量。
喷气时间tgo计算公式为：
Figure BDA0003001375690000056
其中：Ue表示有效排气速度，
Figure BDA0003001375690000057
积分时间tgo就可知道追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再指定下一个脉冲的时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的位置和速度。
步骤116，根据推力加速度投影在发动机工作时间内进行积分，得到追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再在最后一个脉冲时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的直角坐标速度和速度。
步骤118，根据最后一个脉冲时刻追踪器的速度矢量和目标器的速度矢量，得到迭代制导速度误差。
上述有限推力的多脉冲交会迭代制导方法中，所述迭代制导方法的思想是在多脉冲滑移轨道规划的基础上，下一个脉冲速度增益计算是对前一次脉冲因为有限推力产生的干扰进行实时校正计算，利用双脉冲原理，但是对于当前状态的计算是根据导航测量得到的相对状态，这样依次迭代校正，最后一个脉冲是不能校正的，其有限推力引起的误差就是制导误差。。
在其中一个实施例中，轨道根数包括：轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及指定历元的平近点角；步骤106还包括：
根据当前脉冲时刻目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到经典轨道根数、偏近点角、真近点角以及纬度幅角。根据轨道根数的轨道偏心率和平近点角，确定偏近点角；偏近点角的计算公式如下：
Figure BDA0003001375690000061
其中：E代表偏近点角；M代表平近点角，e代表轨道偏心率。
根据偏近点角和真近点角f之间的关系，得到真近点角，真近点角f与偏近点角E的关系式为：
Figure BDA0003001375690000062
其中：f代表真近点角；E代表偏近点角；e代表轨道偏心率。
将近地点幅角和真近点角求和，得到距升交点纬度幅角。根据距升交点纬度幅角、轨道倾角以及升交点赤经，确定J2000坐标系到目标轨道坐标系的当前脉冲时刻转换矩阵；当前脉冲时刻转换矩阵的计算公式为：A(tm)＝AuAiAΩ
其中：u代表距升交点纬度幅角；i代表距升交点纬度幅角；Ω代表升交点赤经；AΩ，Ai，Au为旋转矩阵，分别为：
Figure BDA0003001375690000063
在其中一个实施例中，步骤110还包括：根据当前脉冲时刻相对位置矢量和下一脉冲时刻相对位置矢量，得到当前脉冲施加后的相对速度；当前脉冲施加后的相对速度的计算公式为：
Figure BDA0003001375690000064
Figure BDA0003001375690000065
其中：ρm+1代表下一脉冲时刻相对位置矢量；ρm代表当前脉冲时刻相对位置矢量；
Figure BDA0003001375690000066
代表下一个脉冲施加之前的相对速度矢量，
Figure BDA0003001375690000067
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量。
Figure BDA0003001375690000068
Figure BDA0003001375690000071
其中
Figure BDA0003001375690000072
nτ不为π的整数倍；τ＝T/N，T代表多脉冲交会迭代制导的总时间，N代表脉冲数。
根据当前脉冲施加前后的相对速度矢量，确定当前脉冲时刻速度增益矢量；根据下一脉冲施加前后的相对速度矢量，确定下一脉冲时刻的速度增益矢量；当前脉冲时刻速度增益矢量和下一脉冲时刻的速度增益矢量计算公式如下：
Figure BDA0003001375690000073
其中
Figure BDA0003001375690000074
代表当前脉冲时刻速度增益矢量，
Figure BDA0003001375690000075
代表下一脉冲时刻的速度增益矢量，
Figure BDA0003001375690000076
代表当前脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure BDA0003001375690000077
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；
Figure BDA0003001375690000078
代表下一脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure BDA0003001375690000079
代表下一脉冲施加后的相对速度矢量。
在其中一个实施例中，步骤112还包括：根据绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角以及发动机工作时间；偏航角计算公式和俯仰角的计算公式为：
Figure BDA00030013756900000710
Figure BDA00030013756900000711
其中，ψ代表偏航角、
Figure BDA00030013756900000712
代表俯仰角，ΔVx、ΔVy、ΔVz代表绝对速度增益在X、Y、Z轴上的分量，
Figure BDA00030013756900000713
m0是当前质量，tgo是发动机工作时间，
Figure BDA00030013756900000714
是变轨发动机理论秒流量。
发动机工作时间计算公式为：
Figure BDA00030013756900000715
其中m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure BDA00030013756900000716
代表变轨发动机理论秒流量；tgo代表发动机工作时间，Ue代表变轨发动机的有效排气速度，ΔV代表理想速度增益，
Figure BDA00030013756900000717
根据绝对速度增益，确定有限推力。根据偏航角、俯仰角以及有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影的表达式为：
Figure BDA0003001375690000081
其中，ax、ay、az代表推力加速度在X、Y、Z轴上的投影，F代表有限推力，ψr代表相对目标坐标系的偏航角，
Figure BDA0003001375690000082
代表相对目标坐标系的俯仰角，A-1代表当前脉冲时刻的转移矩阵，m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure BDA0003001375690000083
代表变轨发动机理论秒流量，t代表时间。
在一个实施例中，如图2所示，提供了一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法，其实施流程步骤包括：
(1)已知当前时刻J2000坐标系追踪器和目标器绝对状态
Figure BDA0003001375690000084
求目标器的经典轨道根数a,e,i,Ω,ω,M，偏近点角E、真近点角f、纬度幅角u
(2)计算变化矩阵A，在轨道坐标系中计算C-W制导需要的初始相对位置和相对速度矢量
Figure BDA0003001375690000085
目标器的轨道角速度矢量在轨道坐标系中的表示为
Figure BDA0003001375690000086
式中A＝AuAiAΩ，其中AΩ，Ai，Aω为旋转矩阵；
Figure BDA0003001375690000087
再通过真近点角f与偏近点角E的关系式，即：
Figure BDA0003001375690000088
距升交点纬度幅角：u＝ω+f
(3)指定交会终端状态针对值
ρT＝[0 0 0]T,
Figure BDA0003001375690000089
|ρT|＝0,
Figure BDA00030013756900000810
(4)求标准指数轨道多脉冲导航点上的时间、相对位置
Figure BDA0003001375690000091
Figure BDA0003001375690000092
Figure BDA0003001375690000093
其中r0、rT分别为初、终端相对位置矢量。每次冲量时间tm、理论相对位置
Figure BDA0003001375690000094
(5)运用双脉冲理论求当前两个导航点脉冲前后的相对速度和相对速度增益
Figure BDA0003001375690000095
Figure BDA0003001375690000096
其中：
Figure BDA0003001375690000097
Figure BDA0003001375690000098
其中
Figure BDA0003001375690000099
τ＝T/N。
注意nτ不能为π的整数倍，否则会出现奇异点，设计过程中应避免，所以双脉冲矢量的速度增益为：
Figure BDA00030013756900000910
(6)将相对速度增益转换到j2000坐标系中的速度增益
(7)求追踪器在该脉冲时刻的俯仰偏航姿态角
(8)按常值推力实现相对速度增益关机或按时间关机
(9)积分12自由度两飞行器的动力学方程，飞行到下一个脉冲时刻，脉冲前的相对速度有积分求得，转移时间间隔由转移轨道规划已经求得(不能再重新规划下一个脉冲的时间)，重复以上过程。
应该理解的是，虽然图1-2的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1-2中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
在一个实施例中，如图3所示，提供了一种有限推理的多脉冲交会迭代导航制导装置，包括：交会目标轨道参数获取模块、初始状态参数获取模块、迭代制导参数设置模块、迭代制导模块、最后一个脉冲制导模块以及迭代制导误差确定模块，其中：
交会目标轨道参数获取模块：用于获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据初始时刻和交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数。
初始状态参数获取模块：用于获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；状态矢量包括位置矢量和速度矢量。
迭代制导参数设置模块：用于设置初始时刻为当前脉冲时刻。
迭代制导模：根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵；根据追踪器位置矢量、追踪器速度矢量、目标器位置矢量、目标器速度矢量以及转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据标准轨道方程，得到下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量；根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益；根据绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据绝对速度增益，确定有限推力；根据偏航角、俯仰角以及有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；对真空段J2000坐标系中目标器动力学方程和追踪器动力学方程在当前脉冲时刻与下一脉冲时刻之间进行积分，得到下一脉冲时刻目标器状态矢量以及追踪器的状态矢量；更新当前脉冲时刻，进行下一次迭代制导，直到下一脉冲为最后一个脉冲为止。
最后一个脉冲制导模块：用于根据推力加速度投影在发动机工作时间内进行积分，得到追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再在最后一个脉冲时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的直角坐标速度和速度。
迭代制导误差确定模块，用于根据最后一个脉冲时刻追踪器的速度矢量和目标器的速度矢量，得到迭代制导速度误差。
在其中一个事实例中，轨道根数包括：轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及指定历元的平近点角；迭代制导模块还用于：
根据当前脉冲时刻目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到经典轨道根数、偏近点角、真近点角以及纬度幅角。
根据轨道根数的轨道偏心率和平近点角，确定偏近点角；偏近点角的计算公式如下：
Figure BDA0003001375690000111
其中：E代表偏近点角；M代表平近点角，e代表轨道偏心率。
根据偏近点角和真近点角f之间的关系，得到真近点角，真近点角f与偏近点角E的关系式为：
Figure BDA0003001375690000112
其中：f代表真近点角；E代表偏近点角；e代表轨道偏心率。
将近地点幅角和真近点角求和，得到距升交点纬度幅角。
根据距升交点纬度幅角、轨道倾角以及升交点赤经，确定J2000坐标系到目标轨道坐标系的当前脉冲时刻转换矩阵；当前脉冲时刻转换矩阵的计算公式为：
A(tm)＝AuAiAΩ
其中：u代表距升交点纬度幅角；i代表距升交点纬度幅角；Ω代表升交点赤经；AΩ，Ai，Au为旋转矩阵。
在其中一个实施例中，迭代制导模块还用于：根据当前脉冲时刻相对位置矢量和下一脉冲时刻相对位置矢量，得到当前脉冲施加后的相对速度；当前脉冲施加后的相对速度的计算公式为：
Figure BDA0003001375690000113
Figure BDA0003001375690000114
其中：ρm+1代表下一脉冲时刻相对位置矢量；ρm代表当前脉冲时刻相对位置矢量；
Figure BDA0003001375690000115
代表下一个脉冲施加之前的相对速度矢量，
Figure BDA0003001375690000121
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量。
根据当前脉冲施加前后的相对速度矢量，确定当前脉冲时刻速度增益矢量；根据下一脉冲施加前后的相对速度矢量，确定下一脉冲时刻的速度增益矢量；当前脉冲时刻速度增益矢量和下一脉冲时刻的速度增益矢量计算公式如下：
Figure BDA0003001375690000122
其中
Figure BDA0003001375690000123
代表当前脉冲时刻速度增益矢量，
Figure BDA0003001375690000124
代表下一脉冲时刻的速度增益矢量，
Figure BDA0003001375690000125
代表当前脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure BDA0003001375690000126
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；
Figure BDA0003001375690000127
代表下一脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure BDA0003001375690000128
代表下一脉冲施加后的相对速度矢量。
在其中一个事实例中，迭代制导模块还用于：根据绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角以及发动机工作时间；偏航角计算公式和俯仰角的计算公式为：
Figure BDA0003001375690000129
Figure BDA00030013756900001210
其中，ψ代表偏航角、
Figure BDA00030013756900001211
代表俯仰角，ΔVx、ΔVy、ΔVz代表绝对速度增益在X、Y、Z轴上的分量，
Figure BDA00030013756900001212
m0是当前质量，tgo是发动机工作时间，
Figure BDA00030013756900001213
是变轨发动机理论秒流量。
发动机工作时间计算公式为：
Figure BDA00030013756900001214
其中m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure BDA00030013756900001215
代表变轨发动机理论秒流量；tgo代表发动机工作时间，Ue代表变轨发动机的有效排气速度，ΔV代表理想速度增益，
Figure BDA00030013756900001216
根据绝对速度增益，确定有限推力。根据偏航角、俯仰角以及有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影的表达式为：
Figure BDA0003001375690000131
其中，ax、ay、az代表推力加速度在X、Y、Z轴上的投影，F代表有限推力，ψr代表相对目标坐标系的偏航角，
Figure BDA0003001375690000132
代表相对目标坐标系的俯仰角，A-1代表当前脉冲时刻的转移矩阵，m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure BDA0003001375690000133
代表变轨发动机理论秒流量，t代表时间。
关于有限推力的多脉冲交会迭代制导装置的具体限定可以参见上文中对于有限推力的多脉冲交会迭代制导方法的限定，在此不再赘述。上述有限推力的多脉冲交会迭代制导装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种电子设备，该电子设备可以是终端，其内部结构图可以如图4所示。电子设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口、显示屏和输入装置。其中，该电子设备的处理器用于提供计算和控制能力。该电子设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该电子设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法。该电子设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该电子设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是电子设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
本领域技术人员可以理解，图4中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的电子设备的限定，具体的电子设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述实施例中方法的步骤。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中方法的步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。
在一个有限推力的多脉冲交会迭代制导方法的仿真验证实施例中，
Figure BDA0003001375690000142
初始相对距离19.8公里，初始相对速度34m/s，推力档位选取为：6000N(脉冲速度增益大于10m/s)，2000N(脉冲速度增益5～10m/s)，600N(脉冲速度增益小于5m/s)，分别选取四个设计轨道，同时脉冲次数选为3、4，仿真结果如表1、表2所示。近距离30公里3脉冲指数交会轨道绝对轨迹示意图如图5所示，近距离20公里4脉冲快速交会轨道相对轨迹示意图如图6所示，其中图6(a)为X-Y平面转移轨迹示意图，6(b)为空间转移轨迹示意图。
表1三脉冲仿真结果
Figure BDA0003001375690000141
表2四脉冲仿真结果
Figure BDA0003001375690000151
可以看出，当选取快速约束轨道时，终端相对距离误差较小，且在四脉冲时出现最优解，终端误差仅32.66米，终端速度误差和脉冲能量消耗也较合理。慢速轨道的终端位置误差过大，多项式轨道的终端位置和速度误差很小，交会时间很短，但能量消耗过大。
在另一个仿真实施例中，初始相对距离114公里，初始相对速度129m/s，设计轨道选取指数轨道，交会时间4920s，推力档位选取为：6000N(脉冲速度增益大于10m/s)，2000N(脉冲速度增益5～10m/s)，600N(脉冲速度增益小于5m/s)。三脉冲、四脉冲以及五脉冲仿真结果如表3-5所示，近距离114公里3脉冲指数交会轨道绝对轨迹如图7所示。
表3三脉冲仿真结果
Figure BDA0003001375690000152
表4四脉冲仿真结果
Figure BDA0003001375690000153
表4五脉冲仿真结果
Figure BDA0003001375690000154
脉冲数的选择不仅与速度增益有关，还与姿控燃料和校正精度有关。在相同速度增益的情况下，脉冲数较多，有利于轨道校正控制，但姿控的负担加重。因为远距离交会，耗时26小时，需要重新进行姿态确定，有时还与地面测控有关。所以本算例远程初始交会4脉冲最优，7脉冲次之，10脉冲可放弃。
可见，从这个具有114公里和129m/s的相对初始误差工况可以看出，在有限推力情况下，由于C-W制导的脉冲速度指令不可能瞬间实现，引力加速度对相对轨道的影响较大，特别是初始距离和初始速度的误差越大，则影响越大，需要的实际速度增益也越来越大于弹道规划给出的脉冲速度增益；并且预期的C-W脉冲制导指令结束后，仍然存在较大位置和速度误差，比如本仿真算例在4脉冲制导仿真结束情况下，位置误差23.249公里,速度误差23.55m/s。这说明还需要在导航测量支持的情况下，进行第二次近距离的C-W制导控制，显然仍然是3脉冲或4脉冲。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种有限推力的多脉冲交会迭代制导方法，其特征在于，所述方法包括：
获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据所述初始时刻和所述交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数；
获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；所述状态矢量包括位置矢量和速度矢量；
设置初始时刻为当前脉冲时刻；
根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵；
根据所述追踪器位置矢量、所述追踪器速度矢量、所述目标器位置矢量、所述目标器速度矢量以及所述转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据标准轨道方程，得到下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量；
根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将所述相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益；
根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据所述绝对速度增益，确定有限推力；根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；
对真空段J2000坐标系中目标器动力学方程和追踪器动力学方程在当前脉冲时刻与下一脉冲时刻之间进行积分，得到下一脉冲时刻目标器状态矢量以及追踪器的状态矢量；更新当前脉冲时刻，进行下一次迭代制导，直到下一脉冲为最后一个脉冲为止；
根据推力加速度投影在发动机工作时间内进行积分，得到追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再在最后一个脉冲时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的直角坐标速度和速度；
根据最后一个脉冲时刻追踪器的速度矢量和目标器的速度矢量，得到迭代制导速度误差。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，轨道根数包括：轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及指定历元的平近点角；
根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵，包括：
根据当前脉冲时刻目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到经典轨道根数、偏近点角、真近点角以及纬度幅角；
根据轨道根数的轨道偏心率和平近点角，确定偏近点角；所述偏近点角的计算公式如下：
Figure FDA0003001375680000021
其中：E代表偏近点角；M代表平近点角，e代表轨道偏心率；
根据偏近点角和真近点角f之间的关系，得到真近点角，真近点角f与偏近点角E的关系式为：
Figure FDA0003001375680000022
其中：f代表真近点角；E代表偏近点角；e代表轨道偏心率；
将所述近地点幅角和所述真近点角求和，得到距升交点纬度幅角；
根据距升交点纬度幅角、轨道倾角以及升交点赤经，确定J2000坐标系到目标轨道坐标系的当前脉冲时刻转换矩阵；所述当前脉冲时刻转换矩阵的计算公式为：
A(tm)＝AuAiAΩ
其中：u代表距升交点纬度幅角；i代表距升交点纬度幅角；Ω代表升交点赤经；AΩ，Ai，Au为旋转矩阵，分别为：
Figure FDA0003001375680000023
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将所述相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益，包括：
根据当前脉冲时刻相对位置矢量和下一脉冲时刻相对位置矢量，得到当前脉冲施加后的相对速度；所述当前脉冲施加后的相对速度的计算公式为：
Figure FDA0003001375680000024
Figure FDA0003001375680000025
其中：ρm+1代表下一脉冲时刻相对位置矢量；ρm代表当前脉冲时刻相对位置矢量；
Figure FDA0003001375680000026
代表下一个脉冲施加之前的相对速度矢量，
Figure FDA0003001375680000027
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；
Figure FDA0003001375680000031
Figure FDA0003001375680000032
其中
Figure FDA00030013756800000314
nτ不为π的整数倍；τ＝T/N，T代表多脉冲交会迭代制导的总时间，N代表脉冲数；
根据当前脉冲施加前后的相对速度矢量，确定当前脉冲时刻速度增益矢量；根据下一脉冲施加前后的相对速度矢量，确定下一脉冲时刻的速度增益矢量；所述当前脉冲时刻速度增益矢量和所述下一脉冲时刻的速度增益矢量计算公式如下：
Figure FDA0003001375680000033
其中
Figure FDA0003001375680000034
代表当前脉冲时刻速度增益矢量，
Figure FDA0003001375680000035
代表下一脉冲时刻的速度增益矢量，
Figure FDA0003001375680000036
代表当前脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure FDA0003001375680000037
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；
Figure FDA0003001375680000038
代表下一脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure FDA0003001375680000039
代表下一脉冲施加后的相对速度矢量。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据所述绝对速度增益，确定有限推力；根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影，包括：
根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角以及发动机工作时间；所述偏航角计算公式和俯仰角的计算公式为：
Figure FDA00030013756800000310
Figure FDA00030013756800000311
其中，ψ代表偏航角、
Figure FDA00030013756800000312
代表俯仰角，ΔVx、ΔVy、ΔVz代表绝对速度增益在X、Y、Z轴上的分量，
Figure FDA00030013756800000313
m0是当前质量，tgo是发动机工作时间，
Figure FDA0003001375680000041
是变轨发动机理论秒流量；
发动机工作时间计算公式为：
Figure FDA0003001375680000042
其中m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure FDA0003001375680000043
代表变轨发动机理论秒流量；tgo代表发动机工作时间，Ue代表变轨发动机的有效排气速度，ΔV代表理想速度增益，
Figure FDA0003001375680000044
根据所述绝对速度增益，确定有限推力；
根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影的表达式为：
Figure FDA0003001375680000045
其中，ax、ay、az代表推力加速度在X、Y、Z轴上的投影，F代表有限推力，ψr代表相对目标坐标系的偏航角，
Figure FDA0003001375680000046
代表相对目标坐标系的俯仰角，A-1代表当前脉冲时刻的转移矩阵，m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure FDA0003001375680000047
代表变轨发动机理论秒流量，t代表时间。
5.一种有限推理的多脉冲交会迭代导航制导装置，其特征在于，所述装置包括：
交会目标轨道参数获取模块：用于获取初始时刻和交会目标轨道根数；根据所述初始时刻和所述交会轨道根数采用标准转移轨道规划，得到多脉冲交会迭代制导的总时间和脉冲数；
初始状态参数获取模块：用于获取初始时刻J2000坐标系中追踪器状态矢量和目标器状态矢量；所述状态矢量包括位置矢量和速度矢量；
迭代制导参数设置模块：用于设置初始时刻为当前脉冲时刻；
迭代制导模：根据当前脉冲时刻的目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到J2000坐标系到目标轨道坐标系当前脉冲时刻的转换矩阵；根据所述追踪器位置矢量、所述追踪器速度矢量、所述目标器位置矢量、所述目标器速度矢量以及所述转换矩阵，得到当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量；根据标准轨道方程，得到下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量；根据当前脉冲时刻相对位置矢量和相对速度矢量以及下一脉冲时刻追踪器相对位置矢量，采用双脉冲理论，得到当前脉冲施加前后相对速度和相对速度增益，将所述相对速度增益利用转换矩阵进行逆转换，得到绝对速度增益；根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角和发动机工作时间；根据所述绝对速度增益，确定有限推力；根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；对真空段J2000坐标系中目标器动力学方程和追踪器动力学方程在当前脉冲时刻与下一脉冲时刻之间进行积分，得到下一脉冲时刻目标器状态矢量以及追踪器的状态矢量；更新当前脉冲时刻，进行下一次迭代制导，直到下一脉冲为最后一个脉冲为止；
最后一个脉冲制导模块：用于根据推力加速度投影在发动机工作时间内进行积分，得到追踪器在J2000坐标系中的直角坐标位置和速度，经自由段，再在最后一个脉冲时刻，经数值积分可得追踪器和目标器的直角坐标速度和速度；
迭代制导误差确定模块，用于根据最后一个脉冲时刻追踪器的速度矢量和目标器的速度矢量，得到迭代制导速度误差。
6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，轨道根数包括：轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及指定历元的平近点角；迭代制导模块还用于：
根据当前脉冲时刻目标器位置矢量和目标器速度矢量，得到经典轨道根数、偏近点角、真近点角以及纬度幅角；
根据轨道根数的轨道偏心率和平近点角，确定偏近点角；所述偏近点角的计算公式如下：
Figure FDA0003001375680000051
其中：E代表偏近点角；M代表平近点角，e代表轨道偏心率；
根据偏近点角和真近点角f之间的关系，得到真近点角，真近点角f与偏近点角E的关系式为：
Figure FDA0003001375680000061
其中：f代表真近点角；E代表偏近点角；e代表轨道偏心率；
将所述近地点幅角和所述真近点角求和，得到距升交点纬度幅角；
根据距升交点纬度幅角、轨道倾角以及升交点赤经，确定J2000坐标系到目标轨道坐标系的当前脉冲时刻转换矩阵；所述当前脉冲时刻转换矩阵的计算公式为：
A(tm)＝AuAiAΩ
其中：u代表距升交点纬度幅角；i代表距升交点纬度幅角；Ω代表升交点赤经；AΩ，Ai，Au为旋转矩阵，分别为：
Figure FDA0003001375680000062
7.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，迭代制导模块还用于：
根据当前脉冲时刻相对位置矢量和下一脉冲时刻相对位置矢量，得到当前脉冲施加后的相对速度；所述当前脉冲施加后的相对速度的计算公式为：
Figure FDA0003001375680000063
Figure FDA0003001375680000064
其中：ρm+1代表下一脉冲时刻相对位置矢量；ρm代表当前脉冲时刻相对位置矢量；
Figure FDA0003001375680000065
代表下一个脉冲施加之前的相对速度矢量，
Figure FDA0003001375680000066
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；
Figure FDA0003001375680000067
Figure FDA0003001375680000068
其中
Figure FDA0003001375680000069
nτ不为π的整数倍；τ＝T/N，T代表多脉冲交会迭代制导的总时间，N代表脉冲数；
根据当前脉冲施加前后的相对速度矢量，确定当前脉冲时刻速度增益矢量；根据下一脉冲施加前后的相对速度矢量，确定下一脉冲时刻的速度增益矢量；所述当前脉冲时刻速度增益矢量和所述下一脉冲时刻的速度增益矢量计算公式如下：
Figure FDA0003001375680000071
其中
Figure FDA0003001375680000072
代表当前脉冲时刻速度增益矢量，
Figure FDA0003001375680000073
代表下一脉冲时刻的速度增益矢量，
Figure FDA0003001375680000074
代表当前脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure FDA0003001375680000075
代表当前脉冲施加后的相对速度矢量；
Figure FDA0003001375680000076
代表下一脉冲施加前的相对速度矢量，
Figure FDA0003001375680000077
代表下一脉冲施加后的相对速度矢量。
8.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，迭代制导模块还用于：
根据所述绝对速度增益、当前质量、变轨发动机设计参数，得到追踪器当前脉冲时刻的偏航角、俯仰角以及发动机工作时间；所述偏航角计算公式和俯仰角的计算公式为：
Figure FDA0003001375680000078
Figure FDA0003001375680000079
其中，ψ代表偏航角、
Figure FDA00030013756800000710
代表俯仰角，ΔVx、ΔVy、ΔVz代表绝对速度增益在X、Y、Z轴上的分量，
Figure FDA00030013756800000711
m0是当前质量，tgo是发动机工作时间，
Figure FDA00030013756800000712
是变轨发动机理论秒流量；
发动机工作时间计算公式为：
Figure FDA00030013756800000713
其中m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure FDA00030013756800000714
代表变轨发动机理论秒流量；tgo代表发动机工作时间，Ue代表变轨发动机的有效排气速度，ΔV代表理想速度增益，
Figure FDA00030013756800000715
根据所述绝对速度增益，确定有限推力；
根据所述偏航角、所述俯仰角以及所述有限推力，得到当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影；当前脉冲时刻追踪器喷气推力在J2000坐标系中的推力加速度投影的表达式为：
Figure FDA00030013756800000716
其中，ax、ay、az代表推力加速度在X、Y、Z轴上的投影，F代表有限推力，ψr代表相对目标坐标系的偏航角，
Figure FDA0003001375680000081
代表相对目标坐标系的俯仰角，A-1代表当前脉冲时刻的转移矩阵，m0代表变轨发动机的初始质量，
Figure FDA0003001375680000082
代表变轨发动机理论秒流量，t代表时间。
9.一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至4中任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至4中任一项所述的方法的步骤。
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