CN108674695A - 航天器再入返回轨道规划方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器再入返回轨道规划方法，包括步骤：a.确定航天器再入返回轨道的再入点位置和速度；b.确定返回轨道规划的参数变量；c.建立返回轨道规划方程；d.返回轨道计算；e.计算倾侧角时间曲线；f.规划航天器再入返回轨道的再入过载；g.重复步骤a～f，迭代求解航天器返回轨道。根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法，采用该方法可以快速设计航天器的返回轨道，对近地轨道返回和深空跳跃式返回的返回轨道设计有一定的参考价值。

Description

航天器再入返回轨道规划方法

技术领域

本发明涉及一种航天器高速再入的返回轨道规划方法。

背景技术

返回是指航天器沿其运行轨道或者经过变轨后沿过渡轨道进入地球大气层，在空气动力的作用下减速并着陆的过程。航天器在返回过程中的运行轨迹称为返回轨道。近地航天器的返回轨道可分为调姿段、制动段、滑行段、再入段和着陆段，每段所采用的动力学模型不同，计算过程比较复杂。航天器在返回过程中，高速再入导致气动加热严重、环境恶劣，再入过程的减速过载、气动加热带来的热流和总吸热量以及着陆精度均是返回轨道设计的约束条件。因此返回轨道的设计一般采用迭代过程，通过迭代计算得到满足约束条件的返回轨道。

现有的返回轨道设规划方法主要分为两类。一类方法基于经验设计参数，迭代修正设计参数。倾侧角控制规律需在设计过程中作为常值参数，通过反复计算返回轨道合理选择倾侧角，设计时间较长。另一类方法采用优化算法，进行设计参数的大规模优化，为得到满足工程应用实际需求的可行解，优化算法复杂，计算量较大。

发明内容

本发明的目的在于解决航天器返回轨道快速设计问题，提供一种航天器高速再入的返回轨道规划方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器再入返回轨道规划方法，包括以下步骤：

a.确定航天器再入返回的再入点位置和速度；

b.确定返回轨道规划的参数变量；

c.建立返回轨道规划方程；

d.返回轨道计算；

e.计算倾侧角时间曲线；

f.规划航天器返回轨道的再入过载；

g.重复步骤a～f，迭代求解航天器返回轨道。

根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，返回轨道规划方程为下式(1)：

其中，Δσ为规划变量的增量；C为一阶偏导数矩阵，

其中，和分别为航向偏差和横向偏差对倾侧角γ₁，γ₂，γ₃…γ_n和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1的一阶偏导数，可通过数值差分方法计算。

根据本发明的一个方面，在所述d步骤中，按照六自由度动力学模型仿真计算返回轨道，获得返回轨道终端的经度λ、纬度B和返回再入过程中的轴向最大过载nx、升力控制启控时间t₀和升力控制停控时间t_n。

根据本发明的一个方面，在所述e步骤中，对一阶偏导数矩阵C进行QR分解，记置换矩阵P满足式(2)：CP＝QR；

优化变量为σ的修正量Δσ按照下式(3)求解：

修正后的优化变量σ表示为式(4)：σ_k+1＝σ_k+Δσ。

根据本发明的一个方面，在所述f步骤中，当计算获得的轴向最大过载nx小于设计要求的轴向最大过载nx₀时，倾侧角分段常值为γ_i(i＝1,2,3,…n)不进行调整；

当计算获得的轴向最大过载nx大于设计要求的轴向最大过载nx₀时，记过载超过要求值nx₀的时间为Δt，记过载超过要求值对应的常值倾侧角时间区间为t_m～t_m+1(m＝0,1,2,3,…n-1)，则过载超过要求值的时间区间对应的常值倾侧角按照下式(5)更新：

其中，K为增益系数，表征过载时间曲线面积与倾侧角时间曲线面积之间的增益，sign为符号函数；

其余常值倾侧角采用如下式(6)修正γ_i(i＝1,2,3,…n,i≠m+1)

其中，k_i(i＝1,2,…n，i≠m+1)为过载调整系数。

根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法，可以快速设计航天器的返回轨道，对近地轨道返回和深空跳跃式返回的返回轨道设计有一定的参考价值。

航天器返回轨道规划问题的核心是在确定的返回轨道初始条件下、再入走廊约束和再入过载约束下，求解倾侧角控制规律，并满足开伞点终端约束。航天器返回轨道的规划方法要求尽可能简单，求解快速，便于实时计算。本发明涉及一种航天器返回轨道设计方法，通过求解线性方程组，获得满足设计约束的倾侧角控制规律和返回轨道，实现方法简单，便于返回轨道快速计算。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示意性表示根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法的流程图；

图2示意性表示根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法的航天器返回轨迹图；

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的倾侧角控制曲线图；

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的再入过载规划图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1示意性表示根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法的流程图；

图2示意性表示根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法的航天器返回轨迹图。

如图1所示，根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法包括以下步骤：

a.确定航天器再入返回轨道的再入点位置和速度；

b.确定返回轨道规划的参数变量；

c.建立返回轨道规划方程；

d.返回轨道计算；

e.计算倾侧角时间曲线；

f.规划航天器再入返回轨道的再入过载；

g.重复步骤a～f，迭代求解航天器返回轨道。

根据本发明的一种实施方式，在上述a步骤中，设航天器在制动初始时刻t₀的轨道参数(经度、地理纬度、高度、绝对速度、速度倾角、速度方位角)为(λ₀，B₀，H₀，v₀，θ₀，A₀)^T；返回终端高度H_f期望的经度和地理纬度为(λ_aim,B_aim)^T；制动初始时长为t_p0；再入角为θ_e。倾侧角分段常值为γ₁，γ₂，γ₃，…，γ_n，倾侧角γ₁翻转为γ₂的时间为t₁，倾侧角γ₂翻转为γ₃的时间为t₂，倾侧角γ₃翻转为γ₄的时间为t₃，倾侧角γ_n-1翻转为γ_n的时间为t_n-1，t_n-1>…>t₃>t₂>t₁。

制动发动机开机长t_p0变化，可以改变返回轨道在再入高度的速度与当地水平面的夹角，为在再入走廊内获得特定的再入弹道特性，根据调整发动机开机长t_p0，可通过数值差分计算。通过满足再入角约束确定制动发动机开机时长t_p，并确定对应的再入点位置和速度，作为返回轨道规划的初始参数。

在本实施方式中，在上述b步骤中，对于航天器返回轨道设计，升力启控制时间和停控时间通常为不可优化的参数变量。

倾侧角分段常值为γ₁，γ₂，γ₃，…，γ_n，倾侧角分段常值的大小和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1影响再入纵程和横程，记优化变量为σ＝(γ₁,t₁,γ2,t₂,γ₃,t₃,γ₄，…t_n-1，γ_n)^T。通过对变量为σ的优化计算，可以满足返回轨道的终端开伞约束和再入过载约束。

在本实施方式中，在上述c步骤中，记返回终端高度H_f的实际位置(λ,B)与期望位置(λ_aim,B_aim)的纵程差和横程差为(R_L，R_H)

则可建立如下的返回轨道规划方程：

式中，Δσ为规划变量的增量，C为一阶偏导数矩阵，

分别为航向偏差和横向偏差对倾侧角γ₁，γ₂，γ₃，…γ_n和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1的一阶偏导数，可通过数值差分方法计算。

在本实施方式中，在上述d步骤中，按照返回轨道六自由度动力学模型仿真进行仿真计算，获得返回轨道终端的经度λ、纬度B和返回再入过程中的轴向最大过载的nx，升力控制启控时间t₀，升力控制停控时间t_n。

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的倾侧角控制曲线图。在本实施方式中，在上述e步骤中，利用基于Householder变换的正交三角分解(QR分解)，对一阶偏导数矩阵C进行QR分解，记置换矩阵P满足下算式：

CP＝QR (2)

通过对一阶偏导数矩阵C的QR分解，可得出矩阵Q、R和P。

优化变量σ的修正量Δσ按照下式求解：

修正后的优化变量σ为：

σ_k+1＝σ_k+Δσ (4)

按照上式求出的Δσ包含两个非零值，根据Δσ的计算结果，每次计算修正优化变量σ中的某两个参数。

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的再入过载规划图。在本实施方式中，在上述f步骤中，记设计要求的轴向最大过载为nx₀，如果nx<nx₀，倾侧角分段常值为γ_i(i＝1,2,3,…n)不进行调整。过载满足设计要求，进入步骤g。

如果nx>nx₀，记过载超过要求值nx₀的时间为Δt，记过载超过要求值对应的常值倾侧角时间区间为t_m～t_m+1(m＝0,1,2,3,…n-1)，则过载超过要求值的时间区间对应的常值倾侧角按照下式更新：

其中K为增益系数，表征过载时间曲线面积与倾侧角时间曲线面积之间的增益，sign为符号函数。

其余常值倾侧角采用如下方式修正γ_i(i＝1,2,3,…n,i≠m+1)

其中ki(i＝1,2,…n，i≠m+1)为过载调整系数。

在本实施方式中，在上述g步骤中，根据步骤a～步骤f给出的倾侧角以及翻转时间调整方法，以倾侧角分段常值γ₁，γ₂，γ₃,…γ_n和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1为初值，采用六自由度返回轨道动力学模型计算返回轨道，根据(3)式计算优化变量σ的修正量Δσ，按照过载设计约束根据(5)式和(6)式更新倾侧角，当返回轨道终端满足精度要求且过载约束满足时停止迭代，输出优化后的倾侧角分段常值γ₁，γ₂，γ₃，…γ_n和翻转时间t₀，t₁，t₂，…t_n-1，t_n以及对应的返回轨道，完成返回轨道的规划。

根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法，采用该方法可以快速设计航天器的返回轨道，对近地轨道返回和深空跳跃式返回的返回轨道设计有一定的参考价值。

航天器返回轨道规划问题的核心是在确定的返回轨道初始条件下、再入走廊约束和再入过载约束下，求解倾侧角控制规律，并满足开伞点终端约束。航天器返回轨道的规划方法要求尽可能简单，求解快速，便于实时计算。本发明涉及一种航天器返回轨道设计方法，通过求解线性方程组，获得满足设计约束的倾侧角控制规律和返回轨道，实现方法简单，便于返回轨道快速计算。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航天器再入返回轨道规划方法，包括以下步骤：

a.确定航天器再入返回轨道的再入点位置和速度；

b.确定返回轨道规划的参数变量；

c.建立返回轨道规划方程；

d.返回轨道计算；

e.计算倾侧角时间曲线；

f.规划航天器再入返回轨道的再入过载；

g.重复步骤a～f，迭代求解航天器返回轨道。

2.根据权利要求1所述的航天器再入返回轨道规划方法，其特征在于，在所述c步骤中，返回轨道规划方程为下式(1)：

其中，Δσ为规划变量的增量；C为一阶偏导数矩阵，

其中，和分别为航向偏差和横向偏差对倾侧角γ₁，γ₂，γ₃…γ_n和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1的一阶偏导数，可通过数值差分方法计算。

3.根据权利要求1所述的航天器再入返回轨道规划方法，其特征在于，在所述d步骤中，按照六自由度动力学模型仿真计算返回轨道，获得返回轨道终端的经度λ、纬度B和返回再入过程中的轴向最大过载nx、升力控制启控时间t₀和升力控制停控时间t_n。

4.根据权利要求1所述的航天器再入返回轨道规划方法，其特征在于，在所述e步骤中，对一阶偏导数矩阵C进行QR分解，记置换矩阵P满足式(2)：CP＝QR；

优化变量为σ的修正量Δσ按照下式(3)求解：

修正后的优化变量σ表示为式(4)：σ_k+1＝σ_k+Δσ。

5.根据权利要求3所述的航天器再入返回轨道规划方法，其特征在于，在所述f步骤中，当计算获得的轴向最大过载nx小于设计要求的轴向最大过载nx₀时，倾侧角分段常值为γ_i(i＝1,2,3,…n)不进行调整；

当计算获得的轴向最大过载nx大于设计要求的轴向最大过载nx₀时，记过载超过要求值nx₀的时间为Δt，记过载超过要求值对应的常值倾侧角时间区间为t_m～t_m+1(m＝0,1,2,3,…n-1)，则过载超过要求值的时间区间对应的常值倾侧角按照下式(5)更新：

其中，K为增益系数，表征过载时间曲线面积与倾侧角时间曲线面积之间的增益，sign为符号函数；

其余常值倾侧角采用如下式(6)修正γ_i(i＝1,2,3,…n，i≠m+1)

其中，k_i(i＝1,2,3,…n，i≠m+1)为过载调整系数，sign为符号函数。