[发明专利]一种空间飞行器的远程交会制导方法

说明书

本发明公开一种空间飞行器的远程交会制导方法，包括：根据飞行器的飞行参数和交会位置，计算得到初始的增益速度；根据飞行器的飞行参数、增益速度和交会位置，外推计算得到交会偏差；根据飞行器的飞行参数、终端位置和速度计算当前时刻位置和速度的偏导数，得到偏导数矩阵；利用偏导数矩阵和交会偏差计算出修正的增益速度。本发明提供一种空间飞行器的远程交会制导方法，该方法对于空间飞行器的远程交会制导可兼顾计算精度和计算速度，可以确保远程(数小时级)交会制导计算精度为百米级，同时计算时间与二体解析算法相当，可以在线使用，方法简便可行。

技术领域

本发明涉及空间远程制导技术领域。更具体地，涉及一种空间飞行器的远程交会制导方法。

背景技术

空间飞行器的交会制导方法受终端约束的影响很大，其中一类终端约束是飞行时间固定和终端位置固定。针对该类约束，现有的制导方法是基于二体轨道理论的兰伯特算法，该算法在近程或中程交会制导时精度尚可，但应用到远程交会制导时则由于交会误差较大而无法满足要求，因此在远程交会制导时需要对兰伯特算法进行修正。

目前已有算法中，轨道外推的精确计算一般采用积分算法，而且为了保证计算精度，常需要选用较小的计算步长，这导致远程交会制导的计算周期过长而无法实现飞行器的在线使用；偏导数矩阵的计算一般采用求差法，即先计算初始时刻位置、速度的轨道外推结果，再计算位置矢量的三个分量、速度矢量的3个分量各自发生微小改变后的轨道外推结果，对外推结果求差，得到偏导数矩阵，这种方法需要进行多达7次轨道外推，计算周期较长，无法满足要求。

因此，目前现有的计算方法仍然无法满足交会制导的计算需求。

发明内容

为了解决上述问题至少之一，本发明的一个目的在于提供一种空间飞行器的远程交会制导方法。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

一种空间飞行器的远程交会制导方法，包括：

根据飞行器的飞行参数和交会位置，计算得到初始的增益速度；

根据飞行器的飞行参数、增益速度和交会位置，计算得到交会偏差；

根据飞行器的飞行参数、终端位置和速度计算当前时刻位置和速度的偏导数，得到偏导数矩阵；

利用偏导数矩阵和交会偏差计算出修正的增益速度。

优选地，所述飞行参数包括飞行器的飞行时刻、位置、速度、交会时刻以及交会位置。

优选地，所述初始的增益速度根据二体轨道理论、采用兰伯特算法计算。

优选地，所述交会偏差为采用中间轨道法，进行外推计算得到交会时刻飞行器的位置，并与已知的交会位置进行求差计算而得到。

优选地，所述偏导数矩阵用于计算起始时刻位置或速度的微小摄动对外推时刻位置、速度的影响。

优选地，所述初始的增量速度采用第一公式计算，所述第一公式为：

其中，所述z为普适变量，x(z)、S(z)和y(z)为z的函数，A为根据飞行器起始点和终点的位置得出的常值，μ是地球引力常数。

优选地，所述x(z)、S(z)和y(z)由第一方程组和第二方程组计算得到，所述第一方程组为：

所述第二方程组为：

优选地，所述外推算法的计算包括：

将当前时刻的J2000坐标系下的位置矢量转化为为椭球坐标系下的位置矢量；

计算Jacobi前三个常数，其中，第一常数为：