一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法技術

本發明專利技術提供了一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法，其包括步驟為：對空間坐標系定義；末制導律方案設計；比例導引律的實現方法。本發明專利技術用比例導引制導律完成空間近距飛越末制導的方法實時性好，易于工程實現；僅利用紅外導引頭即可獲取控制需要的相對測量量，減輕星上載荷負擔；算法精度高，可保證末制導過程中主動星始終指向目標，主動星速度矢量的轉動角速度與視線的轉動角速度成比例，實現對天基目標的快速精準近距飛越。

【技術實現步驟摘要】
一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法
本專利技術涉及航天器制導律設計、軌道控制和姿態控制技術，具體地說是一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法。
技術介紹
隨著近年來空間技術的飛速發展，對空間目標近距飛越相關技術的研究成為航天領域熱點問題之一，各航天大國都已意識其重要性，開展了相應的研究計劃。空間目標近距飛越的制導與控制技術研究適應空間碎片清理的發展需求，對提升我國空間技術水平和保障空間安全具有重要意義。對空間目標近距飛越要經歷初制導、中制導和末制導，初、中制導目的是完成軌道轉移，使主動星到達目標的附近，對于順軌近距飛越來說，是到達目標的前方一定距離處。由于經過初中制導變軌后的主動星與目標存在較大的速度差，若兩者相對距離較近則末制導時間很短，可能造成脫靶量過大導致任務失敗，因此初中制導應該將主動星導引到目標前方相距至少150km以上。如果末制導段的相對測量設備采用微波雷達或激光雷達，需要很高的發射功率才能滿足探測靈敏度需求，一般衛星難以承受；而且微波雷達或激光雷達經常使用伺服掃描機構來擴大探測范圍，使得設備體積大重量大，不利于提高主動星的速度增量質量比，也不便于在微納衛星上使用。基于以上原因，考慮采用紅外導引頭進行相對測量，但紅外被動測量只能提高視線角度和角速度信息，而很多現代制導律都需要兩星的相對位置和速度作為輸入，因此本專利技術提出利用紅外導引頭測量的空間近距飛越比例導引末制導方法。
技術實現思路
本專利技術的目的在于提供一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法，該方法實時性好，控制精度高，能夠保證末制導過程中主動星始終指向目標，實現對天基目標的快速精準近距飛越。為了達到上述專利技術目的，本專利技術的一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法，其包括如下步驟：步驟一，對空間坐標系定義：對地心慣性坐標系、牽連慣性坐標系、視線坐標系和主動星本體系進行定義。步驟二，末制導律方案設計：將彈上常用的彈道性能好，脫靶量小的比例導引法應用到對空間目標的近距飛越任務中，由主動星與目標的相對狀態量作為算法的初始輸入，解算出相對目標的視線角、視線角速率，建立數學模型，利用比例導引律確定主動星軌控指令加速度。步驟三，比例導引律的實現：聯合紅外導引頭和慣測組合的測量量解算得到視線坐標系相對慣性系的視線角和視線角速度，設計基于末制導律的軌道控制和姿態控制方法：求出進入盲區時保證脫靶量滿足要求的最大視線角速度，根據推力器的工作特性，通過控制推力器開關機時間提供與指令加速度接近的等效加速度進行軌道控制；采用紅外測量設備測得的本體系下視線角和視線角速度作為控制量，采用斜開關線姿態控制方法，將視線角和視線角速度控制到零。本專利技術采用的方法，其優點和有益效果是：比例導引制導律完成空間近距飛越末制導的方法實時性好，易于工程實現；僅利用紅外導引頭即可獲取控制需要的相對測量量，減輕星上載荷負擔；算法精度高，可保證末制導過程中主動星始終指向目標，主動星速度矢量的轉動角速度與視線的轉動角速度成比例，實現對天基目標的快速精準近距飛越。附圖說明圖1是本專利技術中地心慣性坐標系、牽連慣性坐標系和視線坐標系示意圖；圖2是本專利技術中空間近距飛越末制導控制流程示意圖。具體實施方式以下將結合附圖和實施方式對本專利技術方法的步驟作進一步的描述。步驟一，對空間坐標系定義如圖1所示，空間坐標系具體定義如下：1、地心慣性坐標系原點在地心，軸沿地球赤道平面與黃道平面的交線，指向春分點，軸指向北極，軸與、軸形成右手旋轉坐標系。2、牽連慣性坐標系原點位于主動星質心，軸、軸、軸分別平行于軸、軸、軸。3、視線坐標系原點位于主動星質心，圖2中代表目標質心，與主動星—目標視線方向重合，由主動星指向目標為正，在牽連慣性坐標系平面內投影與方向夾角為視線偏角，與視線方向夾角為視線傾角，牽連慣性坐標系先后繞軸、軸轉過、得到視線坐標系。4、主動星本體坐標系原點位于主動星質心，三軸與主動星固連，軸與主動星縱軸重合指向前方，分別指向橫軸和豎軸方向，成右手坐標系。步驟二，末制導律方案設計比例導引律是指主動星在近距飛越目標的制導過程中，主動星速度矢量的轉動角速度與視線的轉動角速度成比例的一種制導律。在地心赤道慣性坐標系中，為主動星位置，為主動星速度，為目標位置，為目標速度。定義相對狀態量：，定義主動星本體系軸在牽連慣性坐標系平面內投影與方向夾角為偏航角，與軸夾角為俯仰角。假設姿態控制系統保證俯仰角跟蹤視線傾角，偏航角跟蹤視線偏角，則視線坐標系與本體坐標系平行，從而可以保證軌控發動機的推力恰好垂直于視線方向?？傻玫接芍鲃有桥c目標的相對狀態量表示的視線角、視線角速率表達式為：，，控制指令加速度垂直于主動星速度矢量方向，分別沿主動星軸和軸，比例導引指令加速度方程為：式中為導引比例系數，，為接近速度，考慮在末制導過程中接近速度變化不大，可以設為常值。步驟三，比例導引律的實現方法如圖2所示，空間近距飛越末制導控制流程示意圖。用比例導引律計算軌控指令加速度需要視線坐標系相對牽連慣性系的旋轉角速度，該視線角速度由主動星上安裝的慣測組合和紅外導引頭聯合測量并解算得到。首先由紅外導引頭給出視線坐標系相對主動星本體坐標系的角度及其角速度；再由慣測組合測量得到主動星本體系相對慣性系的旋轉角速度在本體系下分量，由四元數姿態運動學方程計算得到體坐標系相對于慣性系的歐拉角及其角速度；聯合紅外導引頭和慣測組合的測量量解算得到視線坐標系相對慣性系的歐拉角和歐拉角速度，即視線角和視線角速度。（1）軌控系統設計：當主動星與目標相對距離充分接近時，導引頭進入盲區，此時推力器?？?，只要在停控時刻，視線角速度充分接近于0，主動星就可以精確近距飛越目標，因此，在實際軌控制導律方案中，可使軌控推力器產生的加速度有限接近指令加速度，通過控制推力器的開關機時間，由等效沖量原則得到與指令加速度接近的控制效果。導引頭測量出現盲區后，主動星將處于無控狀態下進行慣性飛行，考慮平面制導問題，有式中為最大允許脫靶量，為盲區最大允許范圍，而為進入盲區時的視線角速度。為提高末制導精度，應盡量使最小。首先確定最大允許脫靶量，再根據上式求出進入盲區時保證脫靶量滿足要求的最大視線角速度。由上式可知，進入盲區時，并不要求為0，只要其絕對值小于即可滿足對脫靶量的要求?？紤]推力器的工作特性，選取開關門限，在每個控制周期，當指令加速度大于閾值時，推力器通過控制開關機時間提供與指令加速度接近的等效加速度，當指令加速度小于閾值時，推力器不工作。具體開關指令邏輯的數學描述如下：推力器能夠輸出的最小沖量為推力器推力上升到最大推力的時關機所形成的沖量，則一個控制周期內推力器可提供的最小等效加速度為：式中T是軌控周期，m是主動星質量，Fmax是推力器輸出最大推力，是推力器開啟響應時間。選取開關門限值為：式中系數和可在仿真時權衡軌控推力器開關機次數和控制精度要求，適當選值。（2）姿控系統設計：在末制導過程中，紅外導引頭需要始終保持對目標的穩定跟蹤，這就要求主動星姿態隨相對方位進行調整，使目標保持在紅外導引頭視場范圍內；另一方面，軌控推力器固連安裝在主動星軸和軸上，指向相對體坐標系固定，而比例導引律要求軌控發動機提供的軌控加速度方向垂直于視線方向，這就要求主動星體坐標系與視線坐標系平行。姿態控制的主要任務是本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法，其特征在于包括如下步驟：步驟一，對空間坐標系定義；對地心慣性坐標系、牽連慣性坐標系、視線坐標系和主動星本體系進行定義；步驟二，末制導律方案設計；利用比例導引律，設計使主動星速度矢量的轉動角速度與視線的轉動角速度成比例的空間近距飛越末制導律方案；步驟三，比例導引律的實現；結合慣測組合和紅外導引頭的聯合測量量，設計基于末制導律的軌道控制和姿態控制方案。

【技術特征摘要】
1.一種基于比例導引的空間近距飛越末制導方法，其特征在于包括如下步驟：步驟一，對空間坐標系定義；對地心慣性坐標系、牽連慣性坐標系、視線坐標系和主動星本體系進行定義；步驟二，末制導律方案設計；利用比例導引律，設計使主動星速度矢量的轉動角速度與視線的轉動角速度成比例的空間近距飛越末制導律方案；步驟三，比例導引律的實現；結合慣測組合和紅外導引頭的聯合測量量，設計基于末制導律的軌道控制和姿態控制方案；在主動星上安裝被動紅外導引頭相對測量設備，利用其相對測量信息結合慣測組合的測量信息作為姿軌控制輸入，設計開關控制，實現對天基目標的快速精準近距飛越；軌道控制包括：當主動星與目標相對距離充分接近時，導引頭進入盲區，此時推力器?？?，只要在停控時刻，視線角速度充分接近于0，主動星就可以精確近距飛越目標，因此，在實際軌控制導律方案中，可使軌控推力器產生的加速度有限接近指令加速度，通過控制推力器的開關機時間，由等效沖量原則得到與指令加速度接近的控制效果；導引頭測量出現盲區后，主動星將處于無控狀態下進行慣性飛行，考慮平面制導問題，有式中為最大允許脫靶量，為盲區最大允許范圍，而為進入盲區時的視線角速度；為提高末制導精度，應盡量使最小；首先確定最大允許脫靶量，再根據上式求出進入盲區時保證脫靶量滿足要求的最大視線角速度；由上式可知，進入盲區時，并不要求為0，只要其絕對值小于即可滿足對脫靶量的要求；考慮推力器的工作特性，選取開關門限，在每個控制周期，當指令加速度大于閾值時，推力器通過控制開關機時間提供與指令加速度接近的等效加速度，當指令加速度小于閾值時，推力器不工作；具體開關指令邏輯的數學描述如下：推力器能夠輸出的最小沖量為推力器推力上升到最大推力的時關機所形成的沖量，...

【專利技術屬性】
技術研發人員：韓飛，孫玥，賀亮，孫俊，
申請(專利權)人：上海新躍儀表廠，
類型：發明
國別省市：上海;31