一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法，(1)完成标称轨迹设计，获得标称制导律uref，标称纵程sref，标称高度变化率标称阻力加速度Dref，标称升力加速度Lref，标称待飞高度Htogo_ref，标称飞行路径角γref；(2)根据当前飞行纵程s，阻力D和高度变化率相对标称量sref，Dref，的偏差，以及当前速度对应的标称待飞高度Htogo_ref，预测当前的待飞高度Htogo_p；(3)根据预测的待飞高度Htogo_p，求解控制补偿量Δu，以消除预测的待飞高度与参考待飞高度的偏差；(4)利用制导律补偿量Δu以及步骤(1)中获得的标称制导律uref确定最终的制导律uc；(5)在大气进入点至开伞前，实时获取着陆器的纵程s、高度变化率阻力加速度D，生成制导律uc，发送至着陆巡视器进行闭环控制。
1.一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法，其特征在于：(1)完成标称轨迹设计，获得标称制导律uref，标称纵程sref，标称高度变化率 标称阻力加速度Dref，标称升力加速度Lref，标称待飞高度Htogo_ref，标称飞行路径角γref；
(2)根据当前飞行纵程s，阻力加速度D和高度变化率 相对标称纵程sref，标称阻力加速度Dref，标称高度变化率 的偏差，以及当前速度对应的标称待飞高度Htogo_ref，预测当前的待飞高度Htogo_p；
预测待飞高度Htogo_p通过如下计算公式计算：为待飞高度相对纵程、高度变化率和阻力加速度的偏导数，表征高度受以上3个状态量影响的灵敏度；
(3)根据预测的待飞高度Htogo_p，求解控制补偿量Δu，以消除预测的待飞高度与参考待飞高度的偏差；
(4)利用控制补偿量Δu以及步骤(1)中获得的标称制导律uref确定最终的制导律uc；
(5)在大气进入点至开伞前，实时获取着陆器的纵程s、高度变化率 阻力加速度D，生成最终的制导律uc，发送至着陆巡视器进行闭环控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(3)中的制导律补偿量Δu通过下述公式计算：其中，K为过控系数， 为高度对制导律的偏导数；制导律 D为阻力加速度，L/D为升阻比，σ为倾侧角。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述的过控系数K＞1且在着陆巡视器升力控制能力范围内越大越好。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：最终的制导律uc表达形式如下：其中， σref(V)、Dref(V)、Lref(V)分别为当前地速V时刻对应的标称倾侧角、标称阻力加速度、标称升力加速度。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：制导指令通过下述方式进行描述：其中，V为当前地速；Kld_R为升阻比估计修正系数，F1(V)，F2(V)，F3(V)，F4(V)均为偏差反馈增益系数。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：所述的偏差反馈增益系数通过下述方式进行确定：
2)将步骤1)简化的质心动力学方程在参考轨迹附近进行线性化处理，得到线性时变系统方程；
4)通过边界条件和伴随系统方程反向积分得到其他各时刻的协态变量值λ(t)，利用协态变量值计算偏差反馈增益系数。
7.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于：偏差反馈增益系数计算公式如下：λh(V)，λγ(V)，λs(V)，λu(V)为当前地速V下的协态变量，即伴随方程的状态变量。
8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：升阻比估计修正系数Kld_R通过先计算实际升阻比与参考升阻比的比值，再经过一阶滤波得到。
一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法
技术领域
[0001] 本发明属于深空探测行星表面着陆项目中的小升力体稀薄大气进入过程的制导领域，涉及一种基于标称轨迹的解析预测校正制导方法。
背景技术
[0002] 我国首次行星探测任务将通过一次发射实施行星环绕、着陆和巡视探测，任务的关键是成功实施行星表面软着陆。然而目前世界范围内共实施了18次行星着陆探测任务，完全成功仅7次，成功率不到39％，可见行星着陆探测任务难度非常大，其中，进入、下降和着陆过程(EDL，Entry，Descent，and Landing)是行星着陆探测任务面临的最大挑战。
[0003] 要实现安全软着陆，降落伞能否成功打开是关键。因此大气进入段制导的首要任务是保证满足各项开伞条件约束，如开伞高度约束和动压约束。由于与地球再入情况相比，进入过程地面测控时延大，行星表面大气环境复杂多变，同时探测器的气动参数具有较大的不确定性，导致在多次打靶仿真中，进入段的终端状态散布很大，很难确保开伞条件约束均得到满足。
[0004] 目前国内外公开发表的文献主要以制导精度、脱靶量为首要控制目标，很少关注开伞高度的散布，更很少文章以控制开伞高度为目标设计制导律。
发明内容
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，针对行星探测任务对开伞条件的强约束问题，提出了一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法。以高度控制为目的，基于标称轨迹解析地预测终端开伞高度偏差，通过调整倾侧角实现偏差补偿，有效地减小了开伞高度和动压的散布情况，较大程度地保证了开伞的安全性，同时满足落点精度要求。
[0006] 本发明的技术方案是：一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法，步骤如下：
[0007] (1)完成标称轨迹设计，获得标称制导律uref，标称纵程sref，标称高度变化率标称阻力加速度Dref，标称升力加速度Lref，标称待飞高度Htogo_ref，标称飞行路径角γref；
[0008] (2)根据当前飞行纵程s，阻力D和高度变化率 相对标称量sref，Dref， 的偏差，以及当前速度对应的标称待飞高度Htogo_ref，预测当前的待飞高度Htogo_p；
[0009] (3)根据预测的待飞高度Htogo_p，求解控制补偿量Δu，以消除预测的待飞高度与参考待飞高度的偏差；
[0010] (4)利用制导律补偿量Δu以及步骤(1)中获得的标称制导律uref确定最终的制导律uc；
[0011] (5)在大气进入点至开伞前，实时获取着陆器的纵程s、高度变化率 阻力加速度D，生成制导律uc，发送至着陆巡视器进行闭环控制。
[0012] 进一步的，步骤(2)中预测待飞高度Htogo_p通过如下计算公式计算：
[0013]
[0014] 为待飞高度相对纵程、高度和阻力加速度的偏导数，表征高度受以上3个状态量影响的灵敏度。
[0015] 进一步的，步骤(3)中的制导律补偿量Δu通过下述公式计算：
[0016]
[0017] 其中，K为过控系数， 为高度对制导律的偏导数；制导律形式定义为D为阻力加速度，L/D为升阻比，σ为倾侧角。
[0018] 进一步的，所述的过控系数K＞1且在着陆巡视器升力控制能力范围内越大越好。
[0019] 进一步的，制导律uc表达形式如下：
[0020]
[0021] 进一步的，制导指令通过下述方式进行描述：
[0022]
[0023] 其中， V为当前地速；Kld_R为升阻比估计修正系数，F1(V)，F2(V)，F3(V)，F4(V)均为偏差反馈增益系数。
[0024] 进一步的，所述的偏差反馈增益系数通过下述方式进行确定：
[0025] 1)简化得到纵向平面内的质心动力学方程；
[0026] 2)将步骤1)简化的质心动力学方程在参考轨迹附近进行线性化处理，得到线性时变系统方程；
[0027] 3)获得上述线性时变系统方程的伴随系统方程；
[0028] 4)通过边界条件和伴随系统方程反向积分得到其他各时刻的协态变量值λ(t)，利用协态变量值计算偏差反馈增益系数。
[0029] 进一步的，偏差反馈增益系数计算公式如下：
[0030]
[0031]
[0032]
[0033]
[0034] λh(V)，λγ(V)，λs(V)，λu(V)为当前速度下的协态变量，即伴随方程的状态变量。
[0035] 进一步的，升阻比估计修正系数Kld_R通过先计算实际升阻比与参考升阻比的比值，再经过一阶滤波得到。
[0036] 本发明与现有技术相比有益效果为：
[0037] 为了使降落伞的强开伞条件约束得到满足，本发明以高度控制为目的，基于标称轨迹解析地预测终端开伞高度偏差，通过调整倾侧角实现偏差补偿，设计了一种大气进入制导开伞高度控制方法。该方法有效地减小了开伞高度和动压的散布情况，较大程度地保证了开伞的安全性，同时满足落点精度要求。
附图说明
[0038] 图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
[0039] 下面结合附图及实例对本发明作详细说明。
[0040] 一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法，如图1所示，步骤如下：
[0041] (1)完成标称轨迹设计，获得标称制导律uref，标称纵程sref，标称高度变化率标称阻力加速度Dref，标称升力加速度Lref，标称待飞高度Htogo_ref，标称飞行路径角γref；
[0042] (2)根据当前飞行纵程s，阻力D和高度变化率 相对标称量sref，Dref， 的偏差，以及当前速度对应的标称待飞高度Htogo_ref，预测当前的待飞高度Htogo_p；
[0043]
[0044] 为待飞高度相对纵程、高度和阻力加速度的偏导数，表征高度受以上3个状态量影响的灵敏度。
[0045] (3)制导律补偿量Δu求解，以消除预测的待飞高度与标称待飞高度的偏差：
[0046]
[0047] 其中，K为过控系数， 为高度对制导律的偏导数；制导律形式定义为D为阻力加速度，L/D为升阻比，σ为倾侧角。
[0048] (4)利用制导律补偿量Δu以及步骤(1)中获得的标称制导律uref确定最终制导律：
[0049]
[0050] 即：
[0051]
[0052] 其中， V为当前地速。Kld_R为升阻比估计修正系数， 均为偏差反馈增益系数。反
馈系数具体求解步骤描述如下：
[0053] 1)、简化得到纵向平面内的质心动力学方程
[0054]
[0055]
[0056]
[0057]
[0058]
[0059] 其中，h为飞行高度；r＝rm+h为进入器质心与火星质心的距离，rm为火星半径，s为纵向航程；V为进入器相对于火星的速度大小；γ为进入器相对于火星的航迹角；σ为进入器倾侧角，用于描述进入器相对于火星的速度矢量与纵向平面的夹角，控制升力在纵向平面和水平面内的分量；μ火星的引力常数；L和D进入器的阻力和升力加速度，m为进入器质量，CL和CD分别为升力和阻力加速度系数，Sref为气动特征面积，ρ火星大气密度。
[0060] 2)、将简化动力学方程在标称轨迹xref(t)＝x*(t)＝[s*(t),V*(t),γ*(t),h*(t)]T邻域线性化：
[0061]
[0062] 即
[0063]
[0064] 3)、获得该线性时变系统的伴随系统：
[0065]
[0066]
[0067] 其边界条件为，
[0068]
[0069] 4)、通过反项积分求解λ(t)后求反馈增益系数：
[0070]
[0071]
[0072]
[0073]
[0074] 具体求解过程原理说明如下：
[0075] 不考虑控制量偏差，则在任意时刻状态偏差对末端开伞高度偏差的影响可表示为：
[0076] δHf＝λT(t)δx(t)＝λs(t)δs(t)+λV(t)δV(t)+λγ(t)δγ(t)+λh(t)δh(t)[0077] 因为希望飞行器到达指定的开伞高度时在理想的航程位置处，即
[0078]
[0079] 可得 因此可通过边界条件和伴随系统方程反向积分得到其他各时刻的协态变量值λ(t)。
[0080] 考虑到实际飞行过程中可通过导航系统测得的精确变量为阻力加速度和高度变化率，航程，而高度和飞行路径角较难测得，因此需要将高度和飞行路径角的反馈量进行转化。根据 和 可推导：
[0081]
[0082]
[0083]
[0084] 而以速度为自变量时有δV＝0，因此可获得
[0085]
[0086] 整理可得
[0087]
[0088] 进一步考虑利用控制补偿量来抵消由于状态偏差引起的航程偏差，因此有[0089]
[0090] 求解λu(t)可根据：当控制量摄动量δu为常值时，小扰动线性化方程有解如下[0091]
[0092] 式中Φ(tf,t)为状态转移矩阵，上式左右两边同时乘以 有
[0093]
[0094] 因此有
[0095]
[0096]
[0097] 显然λu(tf)＝0，则可求得λu(t)。
[0098] 因此整理可得：
[0099]
[0100] λs(t)＝1
[0101] 对比以下的公式
[0102]
[0103]
[0104] 可得：
[0105]
[0106]
[0107]
[0108]
[0109] 本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
