[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

说明书

本发明公开了一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法。步骤1：设置参数；所述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。用以解决运载火箭应用的大推力液体火箭发动机其推力不可调节，无法准确控制入轨点，即无法对入轨位置进行约束的问题。

技术领域

本发明属于飞行器轨迹优化与制导领域；具体涉及一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法。

背景技术

自上世纪50年代，苏联发射人类历史上第一颗人造地球卫星，人类的活动空间从大气层扩展到外太空，人类对宇宙空间的开发也开始快速扩展，而运载火箭技术的发展是所有空间任务进行的基础。为了将有效载荷精确送入目标轨道，运载火箭高精度制导技术一直受到国内外学者广泛关注。多年以来，摄动制导、闭路制导、迭代制导等制导方法相继提出并得到快速发展，同时，以凸优化为代表的在线轨迹规划算法也得到广泛研究，并应用于故障、目标变更等特殊状态下的制导指令计算。然而，传统的制导和轨迹规划方法仅考虑将有效载荷运送至目标轨道，而不考虑有效载荷入轨时间和位置；例如宋征宇.运载火箭上升段推力下降故障的自主轨迹规划方法.中国科学.2019.第49卷。针对地球同步轨道卫星运载任务等具有严格时间-位置约束的特殊任务，运载火箭制导过程中不约束有效载荷入轨时间和位置，将严重影响后续卫星的轨道转移，消耗过多推进剂，降低使用寿命。

发明内容

本发明提供了一种满足严格时间位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，用以解决运载火箭应用的大推力液体火箭发动机，其推力不可调节，无法准确控制入轨点，即无法对入轨位置进行约束的问题。针对有效载荷为地球同步轨道卫星的入轨任务，不能仅简单考虑将其送入目标轨道，必须严格约束同步卫星进入预定点上空，否则容易与其他同步轨道卫星产生信号干扰的问题。

本发明通过以下技术方案实现：

一种满足严格时间-位置约束的飞行器快速轨迹优化方法，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；所述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需要时间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。

进一步的，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