一种航天器主发动机关机点优化方法与流程

本发明涉及一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。

背景技术：
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空间轨道转移飞行器为完成预定的航天任务，需要通过制导来完成不同轨道之间的转移。由于航天器的发动机推力大小有限，因此通常需要选取合适的发动机开关机点。自主控制的航天器多以载荷轨道部署任务为主，它的目标轨道，多在地面离线生成，预装订在飞行控制软件中，对入轨点的位置的约束相对宽松，实际飞行中的入轨点与预先设计的入轨点可能存在较大偏差。而空间轨道转移飞行器不仅要执行载荷轨道部署的任务，还可能执行空间交会接近任务和再入返回飞行器投放等任务，这就对入轨点的位置约束提出了更高的要求，因此需要发明一种方法提高空间轨道转移飞行器入轨点的精度。

技术实现要素：
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本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种航天器主发动机关机点优化方法，能根据飞行任务的变化调整关机点，提高了入轨点位置精度。

本发明的技术解决方案是：一种航天器主发动机关机点优化方法，包括如下步骤：

(1)根据预先设计的航天器弹道参数和变轨时刻t_c，利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间Δt，据此确定主发动机的初始开机点和关机点，所述主发动机的初始开机点为t_c-Δt/2，关机点为t_c+Δt/2，设变轨前轨道为L₁，变轨后轨道为L₂，则L₂从“交点”处正向的初始“滑行”时间t_coast＝Δt/2；

(2)根据开关机点和终端约束权重因子，进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据；所述偏差数据为关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；

(3)判断关机点X方向的位置偏差是否超出门限，如果是，则对关机点进行调整，更新关机点条件，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，优化结束。

所述步骤(2)中对关机点进行调整的步骤如下：

(2.1)“滑行”时间的调整量Δt_coast＝ΔX_ocf/V_xocff，其中ΔX_ocf为迭代制导仿真计算获得的最终位置偏差，V_xocff为迭代制导仿真计算获得的关机点X方向速度分量；

(2.2)令t_coast＝t_coast+Δt_coast，得到新的关机点为t_c+t_coast+Δt_coast。

所述步骤(2)中迭代制导仿真计算的步长与控制系统周期一致。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

(1)本发明方法能够针对不同飞行任务的需要，灵活地对关机点进行调整，以时间换空间，减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束(X方向位置约束)的影响，提高了入轨点精度。

(2)本发明能够在较大系统偏差的条件下依然能保证较高的入轨点精度，适应性好。

附图说明：

图1为本发明方法流程图。

具体实施方式：

本发明提出一种航天器主发动机关机点的优化方法，在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。

在入轨点轨道坐标系下，由于主发动机推力大小不可调，终端(关机点)约束通常选为Y_ocf和Z_ocf方向的位置约束，以及X_ocf、Y_ocf和Z_ocf三个方向的速度约束，由于未对X_ocf方向的位置进行约束，制导结束后X_ocf方向存在位置偏差ΔX_ocf。为使关机点(目标点)靠近实际点，引入“滑行”时间的调整量Δt_coast，在靠近过程中速度矢量变化很小，可认为Δt_coast正比于ΔX_ocf/V_xocff。基于上述分析，给出本发明的具体步骤，如图1所示：

(1)设变轨前轨道为L₁，变轨后轨道为L₂，脉冲变轨的时刻为t_c，在L₁和L₂轨道的“交点”处，根据预先设计的航天器弹道参数(航天器的初始位置、速度以及制导结束后位于L₂轨道的任务点D_final的位置、速度)利用齐奥尔科夫斯基公式计算点火时间Δt。据此确定主发动机的初始开机点为t_c-Δt/2，关机点为t_c+Δt/2，L₂从“交点”处正向的初始“滑行”时间t_coast＝Δt/2。

(2)根据开关机点、终端约束权重因子和终止迭代计算条件，选择与控制系统周期一致的仿真步长，进行迭代制导仿真计算，满足终止迭代计算条件后，迭代制导结束，按当前参数运行至满足关机点条件后，得到偏差数据；所述偏差数据为关机点处航天器X、Y、Z三个方向的位置和速度偏差；

(3)判断关机点X方向的位置偏差ΔX_ocf是否超出门限ε，如果是，则对关机点进行调整，更新关机点条件，返回步骤(2)；否则，此时关机点满足要求，优化结束。

对关机点进行调整的步骤如下：

(3.1)“滑行”时间的调整量Δt_coast＝ΔX_ocf/V_xocff，其中，V_xocff为迭代制导仿真计算获得的关机点X方向速度分量；

(3.2)令t_coast＝t_coast+Δt_coast，得到新的关机点为t_c+t_coast+Δt_coast。

实施例：

以某航天器关机点优化为例：

在发射惯性系下，航天器初始的位置为[1865014.8,40816.2,150433.5]m，初始的速度为[7412.601,-2160.522,-130.991]m/s。D_final点的位置为[-5967060.6,-9089564.4,-89871.6]m，D_final点的速度为[-3054.343,7167.845,286.663]m/s。

在入轨点轨道坐标系下进行迭代制导仿真，仿真步长选为10ms，终止迭代计算条件选为剩余分析时间小于5s时，三次关机点条件为剩余飞行时间小于0.1s时。终端约束的权重因子取为k₁＝10^-4、k₂＝10^-4、k₃＝10^-3、k₄＝10^-3、k₅＝10^-4。

首先对初始的开关机点直接进行制导仿真，制导结束后的偏差数据如表1和2所示：

表1位置偏差

表2速度偏差

利用本发明方法进行关机点优化后，得到的偏差数据如表3和表4所示：

表3位置偏差

表4速度偏差

由表1和2中的数据可知，由于没有对X方向的位置进行约束，因此最终X方向的位置偏差比较大，利用本文中的方法对关机点进行调整，迭代修正计算的次数为2次，修正后X方向的位置偏差为5.7389m。

对修正后的开关机点进行制导仿真，实际飞行时间为166.8900s，从表1-表4可以看出，本发明迭代更新几步就可以实现对X_ocf方向位置的有效约束和控制，并且其余5个约束条件仍然满足要求，从而大大增加了航天器进入L₂轨道的精度，从而保证了最终到达D_final点的精度。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。