火星大气进入两阶段预测校正制导方法及系统

本发明涉及航天，尤其涉及火星大气进入两阶段预测校正制导方法及系统。

背景技术：

1、火星探测的着陆过程一般分为三个非常不同的部分，即进入、下降和着陆(edl)。为了满足火星进入制导的高精度和鲁棒性要求，主动制导算法已成功得应用于火星探测任务中，该方法融合了标称轨迹跟踪制导与预测校正制导，将进入制导分为多个阶段，增加了自适应距离补偿和机载轨迹规划，解决了初始进入状态偏差大的问题。该制导律一般认为，在进入阶段的前期和后期，倾侧角对探测器航程的控制能力较弱。

2、因此，进入制导一般分为三个或更多阶段。第一阶段和最后阶段多采用基于经验的常值倾侧角制导，中间阶段采用结合预测校正制导和参考路径跟踪制导优点的组合制导算法。然而，分割段越多，需要的分割阈值、分割标志或标称倾侧角等先验信息也越多，这进一步增加了算法的复杂性和积分操作的难度。

技术实现思路

1、本部分的目的在于概述本发明的实施例的一些方面以及简要介绍一些较佳实施例。在本部分以及本技术的说明书摘要和发明名称中可能会做些简化或省略以避免使本部分、说明书摘要和发明名称的目的模糊，而这种简化或省略不能用于限制本发明的范围。

2、鉴于上述现有存在的问题，提出了本发明。因此，本发明提供了火星大气进入两阶段预测校正制导方法解决火星探测器进入火星大气过程中的制导精度和鲁棒性问题，同时降低算法复杂性和积分操作难度的问题。

3、为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：

4、第一方面，本发明提供了火星大气进入两阶段预测校正制导方法，包括：

5、根据火星大气进入段的特性和探测器的运动数据，建立火星大气进入段探测器的动力学模型；

6、基于速度和阻力加速度，将火星大气进入段分为进入初段和进入后段，并根据不同阶段的特点采取不同的制导策略；

7、依据倾侧角影响，进入初段探测器以恒定倾侧角飞行，不进行在轨制导和倾侧角调整；

8、进入后段结合所述动力学模型，实施周期性纵向制导与横向制导，根据预测纵程与剩余纵程的误差调整纵向制导指令，并根据横程误差判断是否调整倾侧角符号。

9、作为本发明所述的火星大气进入两阶段预测校正制导方法的一种优选方案，其中：根据火星大气进入段的特性和探测器的运动数据，建立火星大气进入段探测器的动力学模型，包括，

10、结合动力学方程和实际测量数据，获取火星探测器在进入火星大气层时的高度、经度、纬度、速度、航迹角和航向角；

11、确定忽略火星自转影响的三自由度进入动力学方程，考虑不确定性因素的影响，进一步推导出高度变化率、经度变化率、纬度变化率、速度变化率、航迹角变化率和航向角变化率。

12、作为本发明所述的火星大气进入两阶段预测校正制导方法的一种优选方案，其中：还包括，

13、高度变化率、经度变化率、纬度变化率、速度变化率、航迹角变化率和航向角变化率具体公式为：

14、

15、

16、

17、

18、

19、

20、其中，h,θ,φ,v,γ,为探测器距离火星表面的高度、经度、纬度、速度、航迹角和航向角，k,bc和ρ分别为升阻比、弹道系数和大气密度，σ为制导指令，g为重力加速度，rm为火星半径，β为拟合参数，cl和cd分别为探测器的升力系数和阻力系数，s为探测器的参考表面积，m为探测器质量。

21、作为本发明所述的火星大气进入两阶段预测校正制导方法的一种优选方案，其中：基于速度和阻力加速度，将火星大气进入段分为进入初段和进入后段，包括，

22、进入段划分公式为：

23、

24、其中，d为探测器阻力加速度，cd为探测器阻力系数，ρ为大气密度，v为探测器速度；

25、当速度v≥1700m/s或阻力加速度d<0.2g时，探测器进入进入初段，当速度v<1700m/s或阻力加速度d≥0.2g时，探测器进入进入后段。

26、作为本发明所述的火星大气进入两阶段预测校正制导方法的一种优选方案，其中：依据倾侧角影响，进入初段探测器以恒定倾侧角飞行，不进行在轨制导和倾侧角调整，包括，

27、探测器在进入界面处进行纵向制导，确定探测器在进入初段中的运动制导指令|σ|，探测器以恒定的倾侧角|σ|飞行，持续60秒。

28、作为本发明所述的火星大气进入两阶段预测校正制导方法的一种优选方案，其中：根据预测纵程与剩余纵程的误差调整纵向制导指令，包括，

29、结合所述动力学模型计算火星大气进入段的纵程，公式为：

30、

31、其中，s为探测器的纵程，v为探测器速度，γ为探测器航迹角；

32、利用纵程公式对探测器状态进行数值积分，从探测器当前状态开始积分至满足开伞条件结束积分，开伞时刻的纵程sf为预测纵程；

33、设火星是一个半径为rm的球体，根据探测器当前经纬度和目标开伞点经纬度计算剩余纵程sr，公式为：

34、

35、其中，rm为火星半径，θi和为探测器当前所在的经纬度，θf和为目标开伞点所在的经纬度；

36、计算纵程误差，若纵程误差小于阈值，则不进行纵向制导指令调整，若纵程误差大于阈值，采用割线法迭代求解目标纵向指令。

37、作为本发明所述的火星大气进入两阶段预测校正制导方法的一种优选方案，其中：根据横程误差判断是否调整倾侧角符号，包括，

38、在进入后段开始进行周期性制导，定义横向误差走廊：

39、λ＝a1v+a2

40、其中，λ为横程误差阈值，a1、a2为常数，v为探测器速度；

41、当探测器当前横程误差在误差走廊内，则当前制导周期的倾侧角符号不变，当横程误差超过误差走廊，则当前制导周期的倾侧角符号翻转。

42、第二方面，本发明提供了火星大气进入两阶段预测校正制导的系统，包括，

43、动力学模型建立模块，用于根据火星大气进入段的特性和探测器的运动数据，建立火星大气进入段探测器的动力学模型；

44、阶段识别模块，用于基于速度和阻力加速度，将火星大气进入段分为进入初段和进入后段，并根据不同阶段的特点采取不同的制导策略；

45、进入初段制导模块，用于依据倾侧角影响，进入初段探测器以恒定倾侧角飞行，不进行在轨制导和倾侧角调整；

46、进入后段制导模块，进入后段结合所述动力学模型，实施周期性纵向制导与横向制导，根据预测纵程与剩余纵程的误差调整纵向制导指令，并根据横程误差判断是否调整倾侧角符号。

47、第三方面，本发明提供了一种计算设备，包括：

48、存储器和处理器；

49、所述存储器用于存储计算机可执行指令，所述处理器用于执行所述计算机可执行指令，该计算机可执行指令被处理器执行时实现所述火星大气进入两阶段预测校正制导方法的步骤。

50、第四方面，本发明提供了一种计算机可读存储介质，其存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令被处理器执行时实现所述火星大气进入两阶段预测校正制导方法的步骤。

51、与现有技术相比，本发明的有益效果：本发明遵循分割的概念，只执行预测校正制导的思想，以较少的分割阶段和简单的算法工作流程实现精确制导；所提出的制导方法将进入段划分为进入前段与进入后段两个阶段，在第一阶段，探测器以常值倾侧角飞行，以适应火星大气进入的低大气密度和高超声速特性；第二阶段分为多个制导周期，在每个制导周期中，探测器以固定的倾侧角度飞行，逐步调整进入弹道，提高制导精度。