[发明专利]一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法

说明书

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，可应用于探月飞船跳跃式再入的制导，尤其涉及一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法。

背景技术

探月飞船返回再入地球时，到达大气层边界的初始状态与近地航天器返回有很大不同，最明显的特征是探月飞船的再入速度更大，达到11km/s，而近地航天器的再入速度一般约为7.8km/s。这一高速再入条件使得再入轨迹对大气和气动参数误差更加敏感，再入过程中的动力学耦合更加严重，飞船受到的动压、热流以及过载变化更加剧烈，这都要求再入制导算法具有更强的鲁棒性。研究表明：采用跳跃式再入方式能够降低再入过程中的过载与热流峰值，减小飞船结构与防热系统的设计压力；同时，可以增加再入航程，提高着陆场选择的灵活性。因此，探月飞船再入时一般选择跳跃式再入方式，如美国的“阿波罗”飞船、成员探测飞行器（CEV）等。

根据跳跃式再入过程中高度的变化，可以将整个再入过程分为三段：一次再入段、大气层外开普勒段和二次再入段（附图2）。在大气层外的开普勒段，飞船无法借助气动力控制航程，二次再入段的航程控制能力也十分有限，因此再入的精度控制关键在于一次再入段，也就是说保证一次再入段的末端精度是制导算法的核心。探月飞船穿越地球大气时受到诸多误差因素的影响，包括初始状态误差、大气密度误差、气动参数误差、质量误差、导航误差、执行误差等，其中气动参数和大气密度两项误差是主要影响因素。因此，制导过程中需要严格抑制这两类误差的扩散，并通过相关算法在制导律中予以补偿。本发明考虑采用数值预测-校正制导方法来导引探月飞船顺利返回地面。

尽管数值预测-校正制导算法具有较强的鲁棒性，但当误差超过一定范围时同样很难达到期望的精度，气动参数和大气密度误差较大时尤为明显。因此，采用误差辨识算法辨识实际误差，并将辨识结果反馈到制导算法中十分必要。研究表明，气动参数的误差取决于地面风洞试验和数值模拟的准确性，再入过程中该项误差变化幅度不大，尤其是在高马赫数下可近似为常值偏差。大气密度误差则随太阳活动、季节、纬度、昼夜等参数变化，通过不同观测手段和理论分析获得的经验大气密度模型在应用时的效果并不理想。一般情况下，大气密度误差可以看作高度H的函数，即K_ρ=f(H)，K_ρ为实际大气密度与标准大气密度之比。因此，在不额外增加传感器的前提下，利用现有的船载测量设备来辨识气动参数和大气密度偏差，并反馈到制导算法中，从而增加算法的鲁棒性和精度具有重要的工程意义。。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，针对现有技术不足，提供一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法，克服探月飞船气动系数和大气密度偏差的干扰，提高数值预测-校正再入制导方法的鲁棒性和精度，更好地适应真实大气模型，从而更好地指导探月飞船飞行。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法，该方法为：

1）当探月飞船高度下降到H_max时，开始再入制导，设定大气密度比例因子的初始估计值和飞船升阻比的初始估计值

2）从再入制导的第一个制导周期起始时刻t_1,1至一次再入跃起点时刻t_N,1的时间段内，在该时间段中的任一个制导周期起始时刻t_k,1，执行以下步骤：

2a）设当前时刻为t_k,1，测量得到t_k,1时刻探月飞船的视加速度根据惯性导航原理得到探月飞船t_k,1时刻的飞行高度H_k,1和高度变化率根据计算得到t_k,1时刻探月飞船阻力加速度的测量值D_{m_k,1}和升力加速度的测量值L_{m_k,1}，进而得到t_k,1时刻升阻比的测量值

2b）由阻力加速度的测量值D_{m_k,1}计算t_k,1时刻大气密度的估计值ρ_{m_k,1}，根据探月飞船t_k,1时刻的水平高度H_k,1求出t_k,1时刻标称大气模型的大气密度ρ_{0_k,1}，从而得到探月飞船t_k,1时刻的大气密度比例因子

2c）滤除大气密度比例因子和飞船升阻比的高频噪声，得到t_k,1时刻大气密度比例因子的估计值和探月飞船升阻比的估计值