申请/专利权人：北京理工大学

申请日：2021-10-18

公开（公告）日：2024-04-16

公开（公告）号：CN113960926B

主分类号：G05B13/04

分类号：G05B13/04

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.16#授权;2022.02.15#实质审查的生效;2022.01.21#公开

摘要：本发明公开的一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在给定气动捕获机动模式的前提下，建立气动捕获机动最优控制问题模型。通过极大值原理分析，给出最优气动捕获机动对应的倾侧角剖面结构，为制导回路提供控制参数剖面，从而保证制导的最优性。基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，通过建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。本发明具有如下优点：1鲁棒性强、可重复性高；2灵活性高，适用于多种行星气动捕获任务；3方法迁移性好，不需要提前人为给出控制参数边界。

主权项：1.一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一：在给定气动捕获机动模式的前提下，建立气动捕获机动最优控制问题模型；步骤一实现方法为，步骤1.1：给出气动捕获机动模式，及满足相应气动捕获机动模式的终端约束和性能指标；所述气动捕获机动模式为单脉冲气动捕获机动模式或双脉冲气动捕获机动模式；在气动捕获过程中，飞行器需要经过大气外开普勒轨道飞行后在拱点施加速度脉冲，从而才能完成整个气动捕获过程；出大气后拱点施加的脉冲是入轨机动；气动捕获所需的脉冲机动对应单脉冲气动捕获机动模式或双脉冲气动捕获机动模式两种气动捕获机动模式；单脉冲气动捕获机动模式，是飞行器出大气后瞬时轨道远心点和目标轨道的一个拱点重合，此时，整个过程只需要一次施加于该远心点的脉冲机动ΔV，从而使得机动后的轨道近心点与目标轨道的近心点高度相同；双脉冲气动捕获机动模式，是飞行器出大气后的瞬时轨道远心点和目标轨道的两个拱点均不重合，此时，需要飞行器首先在出大气后轨道的远心点施加第一次机动ΔV1，使得第一次机动后轨道的近心点与目标轨道的近心点重合，然后再在飞行器运行到近心点时施加第二次机动ΔV2，该机动的目的是使得飞行器进入目标轨道；对于单脉冲气动捕获，气动捕获之后飞行器出大气的椭圆轨道远心点位置矢径需等于目标轨道远心点位置矢径，即ra＝rT,a1其中，ra为气动捕获后轨道远心点位置矢径大小，而rT,a为目标轨道远心点位置矢径大小；对于单脉冲气动捕获，速度脉冲为施加于该远心点的脉冲机动ΔV大小可根据开普勒轨道能量直接推导出计算公式，即 其中，μ为行星引力常数，aT为目标轨道半长轴，a为气动捕获后轨道的半长轴；对于双脉冲气动捕获，不要求严格的出大气轨道远心点位置约束，不存在如式1的终端等式约束；同样根据开普勒轨道能量公式，推导得到两脉冲气动捕获总速度增量的计算公式，为 其中，rT,p为目标轨道近心点位置矢径大小；式1为单脉冲气动捕获的终端约束，式2和3分别为单脉冲和双脉冲气动捕获机动的性能指标；步骤1.2：建立气动捕获机动的最优控制问题模型，将所述最优控制问题作为单次制导的开环过程；气动捕获机动的最优控制问题模型是构建制导回路的模型基础，气动捕获的最优控制模型包括动力学、终端约束、性能指标；气动捕获动力学模型为极坐标系模型，对应的状态变量分别为位置矢径大小r、速度大小V、经度θ、纬度φ、航迹角γ、航向角ψ；此外，动力学模型中唯一的控制参数为倾侧角σ，该参数也将作为制导环节中待设计的控制参数；气动捕获机动的终端约束仅存在于单脉冲气动捕获模式，其表达式如式1所示，该终端约束也是单脉冲气动捕获闭环制导方程构建的基本方程；气动捕获的性能指标无论是单脉冲还是双脉冲气动捕获机动，均为脉冲机动大小；考虑到单脉冲气动捕获制导方程通过终端约束方程构建，因此性能指标不会出现在制导回路的设计中；但对于双脉冲气动捕获过程，由于没有终端约束，因此需要基于性能指标3构建制导回路的单目标无约束优化问题，即建立气动捕获机动的最优控制问题模型，将该最优控制问题作为单次制导的开环过程；步骤二：通过极大值原理分析，给出最优气动捕获机动对应的倾侧角剖面结构，为制导回路提供控制参数剖面，从而保证制导的最优性；步骤二实现方法为，考虑到无论是单脉冲还是双脉冲气动捕获机动，性能指标中均仅包含由终端状态量构成的非积分项，即性能指标属于Mayer型，因此，纵向动力学的Hamilton方程中不包含与性能指标相关的项；即Hamilton方程H＝λTxL，此处给定纵向动力学的状态变量为xL＝[r,V,γ]T，此外，λ＝[λr,λV,λγ]T为纵向动力学变量对应的协状态向量；基于极大值原理可知，最优气动捕获机动对应的倾侧角σ为 从式4中可以看出，控制变量倾侧角σ的余弦在Hamilton方程中呈现线性形式；考虑到大气飞行过程中倾侧角σ的范围约束为0°,180°，因此σ和cosσ呈现单调关系，所以最优倾侧角σ*的剖面具有bang-bang控制结构，即在[σmin,σmax]之间会出现一次跳跃，其中跳跃时间ts为制导回路设计过程中的重要参数；步骤三：基于倾侧角边界随制导过程逐次变化的策略，通过建立气动捕获制导参数边界的自适应调节方法，实现最优气动捕获制导的普适性和鲁棒性，并同步提升制导过程的低燃耗性能。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 北京理工大学 一种气动捕获制导参数边界的自适应调节方法

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