一种自适应动力显式制导方法
【专利摘要】一种自适应动力显式制导方法，步骤为：动力显式制导的初始化；构造与质量、推力和比冲相关的制导参数；构建基于加速度测量的制导参数估计算法；估计制导参数的应用；计算速度增量方向、参考时间和推力方向变化率；预测终端状态；计算制导目标偏差和修正参数，对每一个控制周期重复前述步骤，直到满足收敛条件就完成了制导指令的计算；没有满足收敛条件情况下，制导指令继承上次收敛值或初始值。本发明改进了PEG制导结构，提高了制导律对质量、推力和比冲等不确定性的适应性和鲁棒性，同时提高了探测器动力过程的速度和高度控制精度，满足了探测器对终端目标高精度控制的要求。
【专利说明】一种自适应动力显式制导方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种自适应动力下降制导方法，主要应用于深空着陆和上升探测器，属于航天器制导、导航与控制【技术领域】。可应用于月球以及火星、小行星等深空天体探测任务，具有广泛的应用价值和市场前景。
【背景技术】
[0002]天体软着陆和上升探测器动力制导方法是着陆探测器GNC (制导、导航与控制)方案设计的重要方面。PEG(Powered Explicit Guidance,动力显式制导)制导是美国针对航天飞机上升过程提出的制导方案，其优势为:在航天器主发动机常推力的约束下，以推进剂消耗接近最小的条件，实现了制导轨道高速和三维速度的控制。文章Space Shuttle AscentGuidance,Navigation, and Control (The Journal of the Astronautical Science, Vol.XXVII, N0.1, ppl-38, January-March, 1979)给出了对PEG制导的详细描述。航天飞机上升过程是一个距离地面越来越高的过程，其上升过程对精度的要求不如着陆探测器动力下降过程严格，因此，其没有考虑存在的质量、推力和比冲不确定性的影响，仍能够满足航天飞机上升过程对速度和高度控制精度的要求。
[0003]考虑到着陆探测器动力下降过程对速度和高度控制精度要求更高，上升探测器也对终端控制精度要求越来越高，要求动力制导方法能够适应质量、推力和比冲不确定性的影响，已有的PEG制导还无法实现这些功能。针对着陆探测器以及终端要求精度较高的上升探测器的动力过程的特殊需求，本发明提出了智能在线估计与质量、推力和比冲相关制导参数的方法，改进了 PEG制导结构，提高了制导律对质量、推力和比冲等不确定性的适应性和鲁棒性，同时提高了探测器动力过程的速度和高度控制精度，满足了探测器对终端目标高精度控制的要求。
【发明内容】
[0004]本发明技术解决问题:针对着陆探测器以及终端要求精度较高的上升探测器的动力过程的特殊需求，本发明提出了智能在线估计与质量、推力和比冲相关制导参数的方法，改进了 PEG制导结构，提高了制导律对质量、推力和比冲等不确定性的适应性和鲁棒性，同时提高了探测器动力过程的速度和高度控制精度，满足了探测器对终端目标高精度控制的要求。
[0005]本发明技术解决方案:一种自适应动力显式制导方法，实现步骤如下:
[0006]一种自适应动力显式制导方法，其特征在于实现步骤如下:
[0007]( I)动力显式制导的初始化
[0008]利用探测器质量、位置和速度以及主发动机比冲、推力参数，确定制导时间、制导目标位置和速度初值，计算启动动力显式制导的制导目标位置和速度、天体引力引起的位置变化量的初值；
[0009](2)构造与质量、推力和比冲相关的制导参数[0010]利用动力飞行初始时刻、初始质量、主发动机推力与比冲以及当前时刻的质量,构造制导参数，选取系统状态和观测量，使观测量与系统状态之间是线性关系，简化了在轨估计算法；
[0011](3)构建基于加速度测量的制导参数估计算法
[0012]根据步骤(2)构造的观测量与系统状态，利用加速度测量的估计制导参数，若加速度计测量数据有效，则引入新的数据用递推最小二乘更新参数估计；否则，不进行制导参数的更新；
[0013](4)估计制导参数的应用
[0014]动力飞行初始一段时间(如动力飞行50秒)后，才将收敛后的制导参数τ G引入制导算法；在初始那段时间内，采用在轨估计的质量和已有的主发动机比冲和推力参数计算制导参数^，保证制导指令的稳定性；
[0015](5)计算速度增量方向、参考时间和推力方向变化率
[0016]利用制导参数τ,和需要的速度增量以及发动机比冲计算剩余制导时间，进而计算常推力积分参数，再预测重力引起的位移和推力产生的位移，根据这些参数，确定了需要的速度增量方向、参考时间和推力方向变化率； [0017](6)预测终端状态
[0018]首先利用步骤(5)得到的参数计算制导时间内推力引起的速度和位置变化量，确定重力积分的初值；然后利用多项式拟合方式计算制导时间内重力引起速度和位置变化量，确定预测的终端状态；
[0019](7)计算制导目标偏差和修正参数
[0020]确定制导目标状态，与步骤(6)预测的终端状态比较，计算出制导目标偏差，利用修正系数对速度增量进行修正；
[0021 ] (8)对每一个控制周期重复(I)~(7)的步骤，直到满足收敛条件即目标偏差和推力方向变化率小于设定值，就完成了制导指令的计算；没有满足收敛条件情况下，制导指令继承上次收敛值或初始值。
[0022]所述步骤(2)构造制导参数是
【权利要求】
1.一种自适应动力显式制导方法，其特征在于实现步骤如下: (1)动力显式制导的初始化 利用探测器质量、位置和速度以及主发动机比冲、推力参数，确定制导时间、制导目标位置和速度初值，计算启动动力显式制导的制导目标位置和速度、天体引力引起的位置变化量的初值； (2)构造与质量、推力和比冲相关的制导参数 利用动力飞行初始时刻、初始质量、主发动机推力与比冲以及当前时刻的质量，构造制导参数，选取系统状态和观测量，使观测量与系统状态之间是线性关系，简化了在轨估计算法; (3)构建基于加速度测量的制导参数估计算法 根据步骤(2)构造的观测量与系统状态，利用加速度测量的估计制导参数，若加速度计测量数据有效，则引入新的数据用递推最小二乘更新参数估计；否则，不进行制导参数的更新； (4)估计制导参数的应用 动力飞行初始一段时间后，才将收敛后的制导参数Te引入制导算法；在初始那段时间内，采用在轨估计的质量和已有的主发动机比冲和推力参数计算制导参数τ e，保证制导指令的稳定性； (5)计算速度增量方向、参考时间和推力方向变化率 利用制导参数Te和需要的速度增量以及发动机比冲计算剩余制导时间，进而计算常推力积分参数，再预测重力引起的位移和推力产生的位移，根据这些参数，确定了需要的速度增量方向、参考时间和推力方向变化率； (6)预测终端状态 首先利用步骤(5)得到的参数计算制导时间内推力引起的速度和位置变化量，确定重力积分的初值；然后利用多项式拟合方式计算制导时间内重力引起速度和位置变化量，确定预测的终端状态； (7)计算制导目标偏差和修正参数 确定制导目标状态，与步骤(6)预测的终端状态比较，计算出制导目标偏差，利用修正系数对速度增量进行修正； (8 )对每一个控制周期重复(I)~(7 )的步骤，直到满足收敛条件即目标偏差和推力方向变化率小于设定值，就完成了制导指令的计算；没有满足收敛条件情况下，制导指令继承上次收敛值或初始值。
2.根据权利要求1所述的一种自适应动力显式制导方法，其特征在于:所述步骤(2)构
造制导参数是
3.根据权利要求1所述的一种自适应动力显式制导方法，其特征在于:所述步骤(2)选取系统状态和观测量分别是X= [TtlAsp-1Asp]Τ和zk=l/ak，ak为当前时刻tk的加速度测量，Isp为发动机比冲。
4.根据权利要求1所述的一种自适应动力显式制导方法，其特征在于:所述步骤(3)构建基于加速度测量的制导参数估计算法具体实现如下:(1)$Χ=[τ0/Isp-l/Isp]T,hk=[l tk-tj，zk=l/ak,用递推最小二乘估计算法求出参数 X,其中，h为动力显式制导开始时刻；若加速度计测量数据有效，则引入新的数据用递推最小二乘更新参数估计X ;否则，不进行制导参数的更新；ak为当前时刻tk的加速度测量，Isp为发动机比冲； (2)根据X的估计值?计算制导参数
5.根据权利要求1所述的一种自适应动力显式制导方法，其特征在于:所述步骤(5)中预测重力引起的位移和速度增量，采用了多项式拟合方式计算制导时间内重力引起位移和速度量。
【文档编号】B64G1/36GK103662096SQ201310685323
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年12月13日 优先权日:2013年12月13日
【发明者】张洪华, 黄翔宇, 李骥, 关轶峰, 梁俊, 程铭, 赵宇, 于萍, 何健, 王大轶, 张晓文 申请人:北京控制工程研究所