一种基于多终端约束的最优制导方法

发布时间：2018-09-19 13:26

【摘要】：在航天器主发动机推力大小不可调的前提下,针对5个终端约束下传统迭代制导小角度修正假设的不足,对一种基于多终端约束的最优制导方法进行了研究。在入轨点轨道坐标系下建立航天器的最优控制模型,对横截条件方程组直接进行迭代求解获得制导角度指令,在此基础上,通过对开关机点进行优化以减小未被满足的终端位置约束的影响;进一步,推导了地心惯性系下等效的5个终端约束,并通过引入权重因子来提高制导方程数值求解的精度。标准条件下的仿真结果表明,所提制导方法与传统迭代制导相比,未被满足的终端位置约束精度提高了159.535 5m,而其余5个终端约束几乎不受影响;蒙特卡罗打靶仿真结果表明,所提制导方法对航天器初始位置和速度偏差具有一定的适用性。
[Abstract]:Under the premise that the thrust of the main engine of the spacecraft is not adjustable, an optimal guidance method based on multi-terminal constraints is studied in this paper, aiming at the deficiency of the traditional assumption of small angle correction of iterative guidance under five terminal constraints. The optimal control model of spacecraft is established in the orbit coordinate system of orbit point, and the guidance angle instruction is obtained by iterating the equations of transversal conditions directly. By optimizing the switch points to reduce the influence of unsatisfied terminal position constraints, the equivalent five terminal constraints under the earth center inertial system are derived, and the accuracy of numerical solution of the guidance equations is improved by introducing the weight factor. The simulation results under the standard conditions show that the unsatisfied precision of the terminal position constraint is improved by 159.535 m compared with the traditional iterative guidance, while the other five terminal constraints are almost unaffected, and the Monte Carlo simulation results show that, The proposed guidance method is applicable to the initial position and velocity deviation of spacecraft.
【作者单位】： 北京航天自动控制研究所;
【分类号】：V448.2

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本文编号：2250258