一种基于自适应偏差控制的跳跃式再入返回落点预报方法与流程

本发明属于航天测量与控制领域，涉及航天器采用跳跃式再入返回行星地表的落点预报方法。

背景技术：

航天器再入大气层返回有弹道式、升力式与跳跃式三种方式。跳跃式返回主要用于探月航天器的返回着陆与回收，具有进入大气层速度高、升力控制复杂、误差源多、落点散布范围广等特点。

航天器的返回制导一般有两种方法，一种是标称弹道法，即将航天器当前弹道与预先设计的标称弹道进行比较，控制弹道偏差，是航天器飞行过程中不断向标称弹道调整，另一种是预测校正制导法，航天器读取当前弹道状态，不断计算落点，将计算落点与设计落点的偏差作为反馈，通过调整落点偏差实现制导。

我国从嫦娥五号(含试验飞行器)开始，实施月球探测器的返回回收任务，探测器均采用跳跃式再入返回技术，星上制导控制均采用预测校正的方式。再入返回落点预报过程中包含了返回器的气动系数误差、大气密度误差和位置速度误差，嫦娥五号试验飞行器任务中，实际再入点的位置与理论弹道再入点的位置相差上百公里，传统的基于标称弹道偏差制导落点预报法由于对各项偏差的适应能力较差，已不能满足跳跃式再入返回航天器的落点预报需求。需要根据各种再入过程误差源设计新的基于自适应偏差控制的跳跃式再入返回落点预报方法。

技术实现要素：

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种航天器跳跃式再入返回过程中预测校正式的落点预报方法，能够自适应再入返回过程中的各项测量偏差，高精度地预报落点，为嫦娥返回器等飞行器的再入返回提供技术支撑。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：

步骤一，接收返回器的实时状态量，包括时间t、位置x、速度v以及相对于再入点的时间间隔δt；

步骤二，读取初始制导律与返回器空气动力学系数；定义地心至返回器质心的矢量为r，r与速度v所在的平面为rv平面，则倾侧角σ定义为返回器所受气动力中升力矢量l与rv平面的夹角，面向速度方向右手方向为正；依据δt读取t时刻及以后的制导律；

步骤三，将初始制导律代入弹道积分方程，进行动力学积分；

步骤四，积分至预定高度，返回落点的纬度、经度、高度，分别为blh(1)、blh(2)、blh(3)；设理论落点的纬度、经度分别为blh0(1)、blh0(2)，计算首次落点偏差

步骤五，比较落点偏差s10与预定落点偏差s0，若s10＜s0，则记落点为s1，并转到步骤六，否则调整[tt+δt]区间的倾侧角值δt并转至步骤三，其中δt为预设的制导律调节区间倾侧角的调整值；

步骤六，读取反馈系数k＝dσ/ds，其中dσ为倾侧角数值的调整量，ds为调整量dσ带来的落点偏差；计算倾侧角σ的一次调整量δσ1＝k·s10，依据δσ1更新倾侧角，更新后的倾侧角σ'＝σ+δσ1；

步骤七，依据更新后的倾侧角σ'积分弹道至预定高度，并计算二次落点s2，比较二次落点s2与落点s1的偏差，记为s21；

步骤八，计算二次倾侧角修正量δσ2＝δσ1/s21·s10；

步骤九，更新倾侧角σ”＝σ+δσ2；依据更新后的倾侧角σ”，第三次计算落点s3，输出s3并返回步骤一。

所述步骤三中的弹道积分方程为：

其中，r、θ、分别为航天器在行星固定坐标系的地心距、经度、纬度，v、γ、ψ分别为航天器在行星固定坐标系的速度矢量、速度俯仰角、飞行路径角，m为航天器质量，d、l分别为航天器的阻力和升力；σ为返回器的倾侧角，返回器的倾侧角是时间的函数，以数据表的形式存储，积分过程中不断查询t时刻的倾侧角，并对积分公式中的σ重新赋值；μ为地球引力常数，re为赤道半径，j为引力场球谐函数中j2项系数的1.5倍，ω为地球自转角速度。

所述的预定高度是指返回器减速伞开伞点高度。

本发明的有益效果是：可以完成航天器在跳跃式返回过程中的落点预报，解决了航天器再入过程中在再入点、再入角、气动力模型、大气环境等各类偏差因素存在的情况下的自适应偏差落点预报问题，能够适应月地返回、火星探测器返回等任务的要求，在航天器的测量控制领域具有广泛的应用前景。

附图说明

图1是一种航天器跳跃式再入返回落点预报方法总体流程图；

图2是预测与实测弹道高度随时间变化关系。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

本发明提供的基于自适应偏差控制的跳跃式再入返回落点预报方法，其总体流程如图1所示，包括如下步骤：

步骤一：接收返回器的实时状态量，包括：时间t、位置x、速度v、相对于再入点的时间间隔δt。再入点定义为返回飞控程序规定的再入飞行开始的高度点，定义再入点的时刻为t0，则δt定义为

δt＝t-t0(1)

步骤二：读取初始制导律与返回器空气动力学系数。制导律为一组返回器的倾侧角序列，规定了不同时刻返回器倾侧角值。初始制导律主要由专家通过多次的数值实验设计产生。定义地心至返回器质心的矢量为r，地心矢量r与速度矢量v所在的平面为rv平面，则倾侧角σ定义为返回器所受气动力中升力矢量l与rv平面的夹角，面向速度方向右手方向为正。依据相对时δt，读取t时刻及以后的制导律；

步骤三：将读取初始的制导律，代入弹道积分方程，进行动力学积分。其中动力学积分中引力加速度考虑行星的非球形引力摄动项(主要是j2项)，大气密度模型采用标准大气模型sa76，sa76大气模型是美国公布的适用于大气层以下高度的标准静态大气模型。积分方法采用8阶龙格-库塔法，动力学方程的表达式为：

其中，r、θ、分别为航天器在行星固定坐标系的地心距、经度、纬度，v、γ、ψ分别为航天器在行星固定坐标系的速度矢量、速度俯仰角、飞行路径角，m为航天器质量，d、l分别为航天器的阻力和升力，σ为返回器的倾侧角，返回器的倾侧角是时间的函数，以数据表的形式存储在内存中，积分过程中不断查询t时刻的倾侧角，并对积分公式中的σ重新赋值。μ为地球引力常数(通常取为3.986004418×10¹⁴m³s^-2)，re为赤道半径，j为引力场球谐函数中j2项系数的1.5倍，ω为地球自转角速度。其中计算升力和阻力需要用到大气模型以及航天器的当前高度、飞行速度，主要通过返回器前期的风洞试验获取。

步骤四：积分至预定高度(一般为返回器减速伞开伞点)，返回落点的纬度、经度、高度，分别为blh(1)、blh(2)、blh(3)。设理论落点的纬度、经度分别为blh0(1)、blh0(2)按照下式与理论落点blh0比较，计算首次落点偏差s10

步骤五：比较落点偏差s10与预定落点偏差s0，若s10＜s0，则记落点为s1，并转到步骤六，否则调整[tt+δt]区间的倾侧角值，其中δt不同于δt，δt为航天器当前时刻点相对于再入点经历的时间间隔，δt为预设的制导律调节区间倾侧角的调整值，主要取决于航程偏差，调整幅度取决于预先的多次数值实验，即通过多次打靶试验，获取能使返回器准确返回落区的一组分段线性函数值，如倾侧角增加5°航程增加500km，若当前航程小于预计航程300km，则倾侧角增加3°。并转至步骤三；

步骤六：读取反馈系数k。反馈系数定义为反映落点偏差与当前倾侧角值的关系的参数，预先通过多次的弹道打靶实验设计并存储于文件，其主要的计算方法是微小地调整倾侧角数值，设调整量为dσ，计算落点偏差ds，则反馈系数为k＝dσ/ds，即倾侧角相对落点偏差的导数。δ依据落点偏差s10与反馈系数k计算倾侧角σ的一次调整量δσ1(δσ1＝k·s10)，依据δσ1更新倾侧角，更新后的倾侧角为：

σ'＝σ+δσ1(4)

步骤七：依据更新后的倾侧角σ'积分弹道至预定高度，并计算二次落点s2，比较二次落点s2与首次落点s1的偏差，记为s21。

步骤八：依据s21、s10以及一次倾侧角调整量δσ1，计算二次倾侧角修正量δσ2，计算公式如下：

δσ2＝δσ1/s21·s10(5)

步骤九：依据二次倾侧角修正量δσ2，更新倾侧角，更新后的倾侧角为

σ”＝σ+δσ2(6)

依据更新后的倾侧角σ”，第三次计算落点s3，返回s3，并等待接收下一次实时状态量的初值，再转至步骤一。

本发明采用嫦娥五号t1任务再入返回实测数据为例，进行计算验证：

步骤一：接收返回器的实时状态量，包括：时间t、位置x、速度v、相对于再入点的时间间隔δt；

步骤二：读取初始制导律与返回器空气动力学系数；

步骤三：将读取初始的制导律，代入弹道积分方程，准备动力学积分。包括如下子步骤：

子步骤一：根据位置x计算返回器高度h，若高度大于预定高度，则根据高度h代入标准大气模型计算空气密度ρ以及高度h对应的声速vs，否则转至步骤四。

子步骤二：根据速度v计算返回器的马赫数ma＝v/vs，结合返回器的空气动力学系数计算升力l与阻力d。

子步骤三：将升力l、阻力d、初始倾侧角σ代入动力学微分方程，进行数值积分。

子步骤四：积分单步长后，更新状态矢量x、v，转至子步骤一。

步骤四：返回落点的纬度、经度、高度，分别为blh(1)、blh(2)、blh(3)。设理论落点的纬度、经度分别为blh0(1)、blh0(2)按照式(2)与理论落点blh0比较，计算首次落点偏差s10；

步骤五：比较落点偏差s10与预定落点偏差s0，比较落点偏差s10与预定落点偏差s0，若s10＜s0，则记落点为s1，并转到步骤六，否则调整[tt+δt]区间的倾侧角值，其并转至步骤三；

步骤六：读取反馈系数k。依据落点偏差s10与反馈系数k计算倾侧角σ的一次调整量δσ1，依据δσ1更新倾侧角，更新后的倾侧角为

σ'＝σ+δσ1(7)

步骤七：依据更新后的倾侧角σ'积分弹道至预定高度，并计算二次落点s2，比较二次落点s2与首次落点s1的偏差，记为s21。

步骤八：依据s21、s10以及一次倾侧角调整量δσ1，计算二次倾侧角修正量δσ2，计算公式如下

δσ2＝δσ1/s21·s10(8)

步骤九：依据二次倾侧角修正量δσ2，更新倾侧角，更新后的倾侧角为

σ”＝σ+δσ2(9)

依据更新后的倾侧角σ”，第三次计算落点s3，返回s3。

利用再入返回过程中实测的舱器分离点数据计算弹道与落点，预报与实测弹道的比较如图2所示，预测落点与实际落点经度差-0.001277°，纬度差-0.00177°，位置偏差0.223m，落地时间偏差-10s。预报弹道与实测弹道趋势一致，预报落点与实际落点时刻与位置非常接近，验证了该落点预报方法的有效性和精度。