[发明专利]一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法

权利要求书

1.一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述飞行器快速轨迹优化方法包括以下步骤：

步骤1：设置参数；准状态下的参数包括载荷在t₁时间入轨，标准入轨点为r₁；假设通过轨迹在线重规划和自适应制导，载荷在t₂时间入轨，实际入轨点为r₂；

步骤2：定义点坐标系；坐标系原点O_P为地心，x_p轴在地心和目标轨道近地点连线上，指向近地点；

步骤3：基于步骤1及步骤2的参数与点坐标系，再利用偏近点角φ的概念计算飞行器从r₁飞到r₂的时间Δt；

步骤4：利用步骤1-3与芯二级二次开机时间迭代修正法，校正卫星轨道入轨时间偏差；

所述步骤4具体为，

步骤4.1：当重型运载火箭芯二级第一次关机后，火箭进入预定近地圆过渡轨道，该情况下可以根据入轨参数，快速预报关机滑行段轨迹；

步骤4.2：当芯二级二次开机时间给定，即可根据起始参数应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并根据轨迹规划结果，计算入轨时间偏差E_t；

步骤4.3：将入轨时间偏差E_t视为关机滑行段时间t_h的函数，并通过迭代方法，求解满足入轨时间偏差E_t＝0的芯二级开机时间t_h；

所述步骤4.1具体为，

步骤4.1.1：根据芯二级火箭发动机故障状态，即推力损失系数κ₂，芯二级二次工作飞行段标准时间t_3b，以及芯二级一次工作段结束时的飞行时间偏差Δt₂₁，可预估滑行段开机时间

步骤4.1.2：置迭代次数k＝0；

步骤4.1.3：根据式和，计算芯二级二次开机时间为初始状态，应用运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法进行轨迹规划，并应用式和计算飞行时间偏差

步骤4.1.4：如果飞行时间偏差即满足精度要求，则停止迭代，得到满足任务要求的芯二级二次开机时间跳转至步骤4.1.7，否则继续步骤4.1.5；

步骤4.1.5：令芯二级二次开机时间为同理计算飞行时间偏差

步骤4.1.6：更新芯二级二次开机时间为

步骤4.1.7：计算结束，根据在线轨迹规划结果，得到芯二级二次开机时刻制导俯仰角、偏航角指令ψ₃₀，并调整火箭姿态，保证时间开机时制导指令满足要求。

2.根据权利要求1所述一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述步骤1具体为，飞行器从r₁自由飞行到r₂需要时间为Δt，若满足

t₁+Δt＝t₂

则说明在t₁时间于r₁入轨的有效载荷，正好能够在t₂时间自由飞行至r₂；这种情况下，可以认为有效载荷在t₂时间于r₂入轨，与有效载荷在t₁时间于r₁入轨等价，也能够满足任务要求。

3.根据权利要求1所述一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述步骤2具体为，若目标轨道为圆轨道，由于不存在近地点，用升交点替换；将x_p轴在目标轨道平面内沿轨道方向ω_p旋转90°可得，z_p轴垂直x_pO_py_p平面且与x_p轴、y_p轴构成右手坐标系。

4.根据权利要求1所述一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，其特征在于，所述步骤3的利用偏近点角φ的概念具体为，飞行器与OX_P轴的垂线与以椭圆中心为圆心，以椭圆半长轴为半径的辅助圆的焦点，和椭圆中心的连线与OX_P轴的夹角，根据开普勒时间方程，以卫星在近地点飞行时间为起点，自由飞行到偏近点角为φ_p的时间t_p为：

式中a，e分别为椭圆轨道半长轴和偏心率，μ为地球引力常数。