基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法及系统

摘要

基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法及系统，首先获取航天器当前轨道计算的系统状态方程并降维得到控制变量的低阶方程，然后通过计算降维后得到的中间量而得到控制变量，最后根据控制变量控制航天器飞行轨道，并以用户指定的周期检查跟航天器轨道计算有关的参数变化，如果检查到变化重新计算控制变量来调整航天器飞行轨道，如果没有检查到变化，航天器按照原计算轨道运行。本发明填补了传统航天器领域的空白，使航天器具有了实时的最优轨道跟踪能力，提高了航天器在障碍规避、突破拦截等方面的表现。

主权项

基于非线性轨道计算的航天器制导控制方法，其特征在于包括如下步骤：(1)从外界获取航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件和成本函数，然后调用NPSOL计算得样条参数所述约束条件包括航天器发射时间、发射地点、目标位置、最大过载、最大速度、射面、燃料消耗速度、距离障碍物的最小距离、攻角范围、姿态角变化速度；所述成本函数是轨道计算优化目标与约束条件的函数关系；(2)获取航天器当前轨道计算的系统状态方程并记为x⁽¹⁾＝f(x,u)，其中x为航天器状态变量，u为航天器控制变量，将系统状态方程x⁽¹⁾＝f(x,u)降维得到z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,……,u^(r))其中x⁽¹⁾为状态变量x的一阶导数，u⁽ⁱ⁾为u的i阶导数，i＝1,2…r，z为向量，向量中的元素记为z_j，j为正整数；所述控制变量u为发动机推力姿态控制喷管推力；(3)获取样条基函数使用步骤(1)计算得到的样条参数计算z向量中的元素z_j为$z_j=\underset{i=1}{\overset{q_j}{\Sigma }}{B}_{i,k_j}{C}_i^j$将得到的z_j带入z＝g(x,u,u⁽¹⁾,u⁽²⁾,u⁽³⁾,……,u^(r))后计算得到控制变量u，其中：q_j＝l_j(k_j‑m_j)+m_j，l_j是节点间隔数，k_j是多项式最高次数，m_j是平滑度；(4)航天器在飞行过程中根据控制变量u控制飞行轨道，并周期性检查航天器轨道计算的边界条件、航天器控制变量的上下边界、节点间隔数、多项式最高次数、平滑度、约束条件或者成本函数是否发生变化，如果检查到变化返回步骤(1)计算得到新的样条参数并将新的样条参数依次代入步骤(3)计算得到新的控制变量u，并用新的控制变量u控制航天器飞行轨道；如果没有检查到变化，则不进行任何操作。