。和e汾别为当前时刻、初始时刻W及 开伞时刻的能量，其中6。= -0. 2348,ef= 0. 9875。0。〉0为进入时刻的倾侧角，通过数值 求解非线性方程（37)求取曰。。
阳131] 再利用式（36)产生每一步的纵向制导指令I0I，从而使探测器满足开伞点的位 置精度。 阳132] 步骤2、确定侧向运动的约束条件及相应倾侧角反转次数ifw。
[0133] 本实施例所要实现的目标是在整个火星大气进入段中，探测器只进行一次侧向机 动，则侧向运动的约束条件为方程组（38) 阳134]x(eta"erJ=x* (38) 阳135] 可W写作
[0137]ei，乂;分别为由纵向运动得到的可观区域形屯、处的能量及其侧向航程距离。本实 施例中，可观区域形屯、对应的侧向航程为Xi= 15虹1。能量向量Gfw的维数dimkfj=2。 本实施例中，6f= 0. 9875。此时侧向运动的约束条件数为2,相应的倾侧角翻转次数i = 2。
[0138] 步骤3、求解约束条件求得倾侧角反转时刻的能量e_。
[0139] 约束方程烛）构成了关于倾侧角反转时刻能量向量的非线性方程。通过采 用化wton-Raphson方法对约束条件方程（39)进行迭代求解，即
阳141]求得倾侧角反转时刻的能量本实施例下，倾侧角反转时刻的能量为= (0. 189, 0. 891)，对应倾侧角反转时刻为trev= (101s，165s)。 阳1创步骤4、求解出侧向制导指令sign(〇k(e))。
[0143] 在探测器进入过程中，每当能量e依次超过制导律所求解出的能量向量的各 个分量时，倾侧角0便反转一次。数学表达式为式（41)
[0145]其中，si即（〇〇(e))=-si即（x〇)。 阳146]步骤5、求解出第k次制导的制导指令输出 阳147]第k次制导的制导指令输出由第k次纵向制导指令I0WI及第k次侧向制导指 令sign(0W)得到
[0149] 步骤6、重复步骤1-5实时更新制导指令，直至探测器的动压和马赫数满足相应的 开伞条件，火星大气进入段制导过程结束。 阳150] 图4给出了基础算例和本实施例的轨迹。可W看出，经过两次倾侧角反转，实现了 飞行器经过特定可观区域的形屯、，并且保证了末端开伞时刻的位置精度。 阳151] 尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可W理解：在不 脱离本发明的原理和宗旨的情况下，可对运些实施例进行多种变化、修改、替换和变形，本 发明的范围由权利要求及其等同物限定。
【主权项】
1. 一种火星大气进入段侧向预测校正制导方法，其特征在于：在已有纵向预测校正制 导方法的基础上，将预测校正方法引入探测器侧向运动的制导律设计中；在每个制导周期 内，首先，确定着陆探测任务所需的探测器的侧向运动的约束条件，以确定探测器在进入段 所需倾侧角反转的次数；然后，利用数值方法求解侧向运动的约束条件，确定探测器倾侧角 反转时刻的能量，在探测器的能量超过倾侧角反转时刻的能量时，进行倾侧角反转；在达到 约束条件后，开始进行下一次倾侧角反转能量的确定；最后，结合倾侧角反转时刻的能量以 及纵向制导律确定当前制导周期最终的制导输出；进而实现在保证开伞点位置精度的同 时，能够根据任务需要对进入轨迹的侧向运动进行灵活规划。2. 如权利要求1所述的一种火星大气进入段侧向预测校正制导方法，其特征在于：具 体实现方法包括如下步骤， 步骤1、确定纵向运动制导指令I〇I; 利用探测器动力学模型进行数值积分至满足开伞条件，得到开伞时刻的开伞剩余纵程 与目标位置的开伞精度偏差sf;所述的开伞条件指探测器动压在区间[q_，q_]内和探测 器马赫数在区间[Ma_，Ma_]内；具体实现方法为， 考虑火星自转影响的探测器对无量纲时间〖自由度无量纲进入动 力学模型为其中，s为剩余纵程，表征从探测器当前位置到目标开伞位置的火星表面大圆弧的距 离，r为火星质心到探测器质心的距离，无量纲参数为火星半径R。，v探测器相对于火星的速 度，无量纲参数为，其中g。为火星表面重力加速度，y为航迹角，〇为倾侧角， g为当地重力加速度，无量纲参数为g。^和L分别阻力加速度和升力加速度其无量纲参数均为gc，CD和分别为阻力系数和升力系数，S为探测器参考面积，m为 探测器质量，q=Pv2/2为动压，0 =m/SCD为探测器弹道系数，L/D为探测器升阻比；火 星大气密度采用指数模型其中P。为参考密度，h。为参考高度，hs为大气密度标高； 定义进入段飞行器的比能量定义火星大气进入段的侧向航程x = R0sin 1 (sinStogosin A ^ ) (5) 其中，A也为航向角偏差，Stog。为剩余航程，由式（6)给出 Stogo= R〇cos 1 [sin <}) tsin <}) +cos <}) tcos <}) cos ( 9 t- 9 ) ] (6) 纵向运动的动力学由公式（7)进行描述给出倾侧角剖面参数化形式其中，〇f为开伞时刻的倾侧角；e，e。和ef分别为当前时刻、初始时刻以及开伞时刻的 能量；〇<：>0为进入时刻的倾侧角，通过数值求解非线性方程（9)求取〇。；再利用式（8)产生每一步的纵向制导指令| 〇 |，从而使探测器满足开伞点的位置精 度； 步骤2、确定侧向运动的约束条件及相应倾侧角反转次数 侧向运动的约束条件为方程组（10) X (etar)erev) =X (l〇) 其中，向量x#为对应能量为向量etv时，侧向航程的取值；向量erav为倾侧角反转时刻 的能量向量，所述的向量e_是侧向预测校正制导的待求参量；方程组（10)的分量形式为倾侧角反转次数为iTOV=din^e^J=dim(x)时，方程组（10)有唯一解；侧向运动的 相应约束条件由方程组（10)给定； 步骤3、求解约束条件求得倾侧角反转时刻的能量erav; 在求解方程组（10)的过程中，方程组（10)各个分量方程式（11)相互独立，能够分别 独立求解；方程组（10)构成关于能量向量6_的非线性方程；通过采用数值方法对约束条 件方程组（10)进行迭代求解，求得倾侧角反转时刻的能量erav; 步骤4、求解出侧向制导指令sign( 〇k (e)); 在探测器进入过程中，每当能量e依次超过制导律所求解出的能量向量erav的各个分 量时，倾侧角〇便反转一次；数学表达式为式（12)其中，sign(〇o(e)) =-sign(x0); 步骤5、求解出第k次制导的制导指令输出,; 第k次制导的制导指令输出由第k次纵向制导指令| 〇(k)|及第k次侧向制导指令sign(〇(k))得到步骤6、重复步骤1-5实时更新制导指令，直至探测器的动压和马赫数满足相应的开伞 条件，火星大气进入段制导过程结束。3.如权利要求2所述的一种火星大气进入段侧向预测校正制导方法，其特征在于：步 骤3所述的通过采用数值方法对约束条件方程组（10)进行迭代求解，所述的数值方法采用 Newton-Raphson方法对约束条件方程组（10)进行迭代求解。
【专利摘要】本发明公开的一种火星大气进入段侧向预测校正制导方法，涉及侧向预测校正制导方法，属于深空探测技术领域。本发明在已有纵向预测校正制导方法的基础上，将预测校正方法引入探测器侧向运动的制导律设计中。首先，确定着陆探测任务所需的侧向运动约束条件，以确定探测器在进入段所需倾侧角反转次数；然后，求解侧向运动约束条件确定探测器倾侧角反转时刻的能量，在探测器能量超过倾侧角反转时刻能量时，进行倾侧角反转。在达到该约束条件后进行下一次倾侧角反转能量确定；最后，结合倾侧角反转时刻能量以及纵向制导律确定当前制导周期最终制导输出。本发明可在保证开伞点位置精度同时，根据任务需要对进入轨迹的侧向运动进行灵活规划，且节约燃料。
【IPC分类】G01C21/24
【公开号】CN105115512
【申请号】CN201510611464
【发明人】崔平远, 龙嘉腾, 高艾, 朱圣英, 徐瑞
【申请人】北京理工大学
【公开日】2015年12月2日
【申请日】2015年9月23日