CN114167886B - 一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，其具体步骤如下：步骤一、计算可达域数据库；步骤二、计算航天器对给定目标点的离轨制动窗口；步骤三、根据离轨制动窗口对再入返回任务进行规划；通过以上步骤，可以实现再入航天器自主在线再入返回任务规划，解决了现有技术需要在地面离线计算的问题，实现了航天器再入返回任务规划的快速性和自主性；本发明所述任务规划方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。

Description

一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法
技术领域
本发明提供一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，它是一种再入航天器返回指定着陆点的自主在线任务规划方法，适用于升力式再入航天器，属于航空航天；制导、导航与控制技术；轨迹规划领域。
背景技术
近年来随着空间技术的迅速发展，逐渐催生了包括天基武器在内的大量空间新概念武器的研究。天基武器是指在天基平台上部署武器载荷，从空间对敌方重要目标进行快速精确的武器系统，而再入航天器作为天基武器的搭载平台，当接收到打击指令时，需要制动进入大气层返回到指定着陆点。
再入航天器的过程可以描述为航天器首先沿原轨道滑行到离轨点，在离轨点处产生速度冲量进行制动，然后航天器沿着制动后的轨道滑行到再入点，最后由再入点飞行到达指定着陆点。由上述过程可以看出，离轨点的位置和速度冲量决定了再入点的精度，而再入点的精度又决定了着陆精度。因此，再入返回任务规划方法主要是根据航天器当前位置和指定着陆点计算处满足要求的离轨点位置和速度冲量。然而传统的规划方法通常在地面离线完成，不适用于天基武器这类具有突发性特点的系统，因此有必要发展一种自主在线的返回任务规划方法。
综上所述，本发明提出了一种航天器的自主在线返回任务规划方法，该方法适用于再入航天器任意时刻返回任意着陆点的再入返回任务规划，具有一定独创性。
发明内容
(一)本发明的目的
本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，该方法基于再入飞行器本身机动能力包络和平台在轨飞行状态进行轨道拼接，分析获得一定时间范围内的再入返回方案集，以解决现有技术的不足，实现航天器的自主在线返回任务规划。
(二)技术方案
本发明一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，其具体步骤如下：
步骤一、计算可达域数据库；
地面首先进行再入飞行弹道性能仿真分析，形成不同再入条件的可达域数据库，装订于星上任务规划系统的包括再入角-横程能力数据表，用于进行再入角及可达域数据库快速选择；
步骤二、计算航天器对给定目标点的离轨制动窗口；
根据得到的再入航天器可达域数据库，结合速度冲量的计算公式，可以计算得到满足再入条件的离轨制动窗口；
步骤三、根据离轨制动窗口对再入返回任务进行规划；
根据任务需求对决策准则进行加权组合，从得到的再入返回方案集中选择一条最优再入返回轨迹。
其中，在步骤一中所述的“计算可达域数据库”，其具体作法为地面首先进行再入飞行弹道性能仿真分析，形成不同再入条件的可达域数据库，其中可达域的具体计算步骤叙述如下：
①计算满足再入约束条件的最大纵程轨迹优化问题；
②计算满足再入约束条件的最小纵程轨迹优化问题；
③对最小纵程和最大纵程进行等分，计算固定纵程下的左右最大横程轨迹优化问题；
④依次连接计算得到的最小纵程轨迹、各固定纵程下左右最大横程轨迹以及最大纵程轨迹的终点，得到航天器的再入可达域。
其中，在步骤二中所述的“计算航天器对给定目标点的离轨制动窗口”，其具体作法如下：
①初始化步骤：定义接收到离轨指令时的时刻为任务启动时刻t0
，离轨指令同时给出目标点的位置信息，航天器的位置可以根据导航设备获得；
②航天器轨道预报：设航天器在t时刻准备离轨，采用轨道预报对航天器在t时刻的位置和速度矢量进行预报；
③离轨制动冲量计算：根据上一步可知航天器的位置和速度矢量，再根据所要求的再入条件计算离轨所需的速度冲量；
④计算再入点到目标点的纵横程：首先对航天器施加上一步得到的速度冲量，然后对过渡轨道进行仿真直到再入点，计算再入点与目标点之间的纵横程；
⑤判断离轨点是否加入离轨窗口：根据上一步计算得到的纵横程以及已知的航天器可达域数据，可以判断出航天器是否可以由当前的再入点到达目标点；如果是，则加入离轨制动窗口；如果否，则增加时间t＝t+Δt；
⑥判断时间t是否在搜索范围内：判断时间t是否满足条件t＜ts，如果是，则时间t＝t+Δt，返回步骤②；如果否，则输出离轨制动窗口。
其中，在步骤三中所述的“根据离轨制动窗口对再入返回任务进行规划”是指离轨制动窗口计算完成以后，在满足再入任务需求条件下，再入方案集多于2个时，需要进行方案决策；方案决策需要考虑的决策准则包括：响应时间；在轨等待时间；离轨-再入时间；离轨窗口宽度；横向偏置；离轨段被拦截概率；在离轨制动窗口计算完成以后，根据任务需求对决策准则进行加权组合，从再入返回方案集种选择一条最优再入返回轨迹；
通过以上步骤，可以实现再入航天器自主在线再入返回任务规划，解决了现有技术需要在地面离线计算的问题，实现了航天器再入返回任务规划的快速性和自主性。
(三)本发明的优点及功效
(1)本发明通过再入航天器自身机动能力包络和平台的在轨飞行状态进行轨道拼接，分析获得一定时间范围内的离轨制动窗口，然后根据选取的决策准则，进行再入返回轨迹选择，解决了现有技术需要在地面离线计算的问题，可适用于升力式航天器的再入返回任务规划；
(2)本发明采用的离轨制动窗口综合考虑航天器在轨运行状态与目标点的相对关系，可以快速得到满足再入返回要求的飞行轨迹，实现了自主在线再入返回任务规划；
(3)本发明所述任务规划方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。
附图说明
图1是本发明所涉及飞行任务示意图。
图2是本发明的实施流程图。
图3是可达域计算流程图。
图4是离轨制动窗口计算流程图。
图5是再入航天器可达域示意图。
图6是再入航天器离轨制动窗口示意图。
具体实施方式
下面将结合附图和实施案例对本发明作进一步的详细说明。
本发明一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，其任务过程如图1所示，该方法流程图如图2所示，它包括以下几个步骤：
步骤一、计算可达域数据库；
再入飞行器的可达域定义为由所有可能落点的经度和纬度组成的二维空间，即地面覆盖区域。计算可达域需要得到其左边界、右边界、远边界、近边界的闭合边界，即可得到可达区域；
可达域的计算问题可以转换为轨迹优化问题，进而采用直接法来进行求解。可达域可以在多约束条件下，对多种纵程、横程的再入航迹离线仿真获得；可达域与飞行器气动特性、热约束以及终端状态等约束相关；可达域的计算核心为轨迹优化方法，以不同航程为目标进行航迹规划，最终形成某一覆盖飞行范围，可达域的具体计算流程如图3所示，具体计算步骤叙述如下：
⑤计算满足再入约束条件的最大纵程轨迹优化问题；
⑥计算满足再入约束条件的最小纵程轨迹优化问题；
⑦对最小纵程和最大纵程进行等分，计算固定纵程下的左右最大横程轨迹优化问题；
⑧依次连接计算得到的最小纵程轨迹、各固定纵程下左右最大横程轨迹以及最大纵程轨迹的终点，得到航天器的再入可达域；
为满足快速、可靠进行离轨窗口规划，地面首先进行再入飞行弹道性能仿真分析，形成不同再入条件的可达域数据库，装订于星上任务规划系统的包括再入角-横程能力数据表，用于进行再入角及可达域数据库快速选择；
步骤二、计算航天器对给定目标点的离轨制动窗口；
假设离轨时航天器的位置矢量为r0和速度矢量v0，要求满足再入速度为Ve，再入角γe，再入高度为he，到达再入点时的动量矩为
HD＝(Re+he)Vecosγe (1)
式中：Re为地球半径，he为再入高度，Ve为再入速度，γe为再入倾角；
离轨轨道的半长轴为
式中：re＝Re+he为再入半径，μ为引力常数，Ve为再入速度；
设原轨道高度制动时高度为h0，制动冲量作用后的速度为
式中：Re为地球半径，μ为引力常数，h0为离轨高度，aD为离轨轨道半长轴；
(4)速度倾角为
式中：Re为地球半径，h0为离轨高度，VD为制动后的速度，HD为制动后的动量矩；
因此，速度改变量即施加的制动脉冲为
式中：V0是航天器制动前在圆轨道上的速度，VD为制动后的速度，Δγ＝γD-γ0，γ0为制动前航天器的速度倾角；
航天器的初始位置用R0来表示，速度冲量的方向定义为
式中：VD为制动后的速度，Δγ＝γD-γ0，γ0为制动前航天器的速度倾角，ΔV为离轨制动冲量的大小；
上面的公式给出了离轨所需的速度冲量大小及方向，但是为了计算航天器到达再入点的参数，还需要知道从离轨到再入所经历的时间，才能用轨道预报器对再入点参数进行预报；
从离轨到再入所经过的时间
式中：ME和MD为再入点和离轨点的平近点角，μ为引力常数，aD为离轨半长轴；
离轨制动窗口的计算流程如图4所示，具体计算步骤叙述如下：
①初始化步骤：定义接收到离轨指令时的时刻为任务启动时刻t0，离轨指令同时给出目标点的位置信息，航天器的位置可以根据导航设备获得；
②航天器轨道预报；设航天器在t时刻准备离轨，采用轨道预报对航天器在t时刻的位置和速度矢量进行预报；
③离轨制动冲量计算：根据上一步可知航天器的位置和速度矢量，再根据所要求的再入条件计算离轨所需的速度冲量；
④计算再入点到目标点的纵横程：首先对航天器施加上一步得到的速度冲量，然后对过渡轨道进行仿真直到再入点，计算再入点与目标点之间的纵横程；
⑤判断离轨点是否加入离轨窗口：根据上一步计算得到的纵横程以及已知的航天器可达域数据，可以判断出航天器是否可以由当前的再入点到达目标点；如果是，则加入离轨制动窗口；
⑥判断时间t是否在搜索范围内：判断时间t是否满足条件t＜ts，如果是，则时间t＝t+Δt，返回步骤②；如果否，则输出离轨制动窗口；
步骤三、根据离轨制动窗口对再入返回任务进行规划；
离轨制动窗口计算完成以后，在满足再入任务需求条件下，再入方案集多于2个时，需要进行方案决策；方案决策需要考虑的要素包括以下几个方面：(1)响应时间，即接收再入指令至完成的全程时间；(2)在轨等待时间，即接收再入任务至离轨点的时间；(3)离轨-再入时间，即制动离轨至完成的时间；(4)离轨窗口宽度，即满足任务的离轨时间范围；(5)横向偏置，即满足再入点位置与目标点之间横向偏置的要求；(6)离轨段被拦截概率，即选择离轨轨迹对应星下点轨迹距离目标方防御基地最远的离轨轨迹为最优轨迹；
因此，在离轨制动窗口计算完成以后，根据任务需求对决策准则进行加权组合，从再入返回方案集中选择一条最优再入返回轨迹；
仿真案例：
本部分将以一个数值仿真案例作为方法演示，设再入航天器接收到指令时间为2020年1月1日0时0分0秒，航天器初始时刻轨道要素如表1所示：
表1航天器轨道要素
设定地面目标点位置信息：22.89°N，110.58°E；
再入飞行器再入信息：再入角为-2度，再入点惯性速度为7875m/s；
根据本方法实施过程，可以得到再入飞行器的可达域如图5所示，计算得到的离轨制动窗口如图6所示，计算得到的离轨窗口具体信息如表2所示；
表2离轨窗口信息

Claims (3)

1.一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，其特征在于：其具体步骤如下：
步骤一、计算可达域数据库；
地面首先进行再入飞行弹道性能仿真分析，形成不同再入条件的可达域数据库，装订于星上任务规划系统的包括再入角-横程能力数据表，用于进行再入角及可达域数据库快速选择；
步骤二、计算航天器对给定目标点的离轨制动窗口；
根据得到的再入航天器可达域数据库，结合速度冲量的计算公式，能计算得到满足再入条件的离轨制动窗口；具体作法如下：
①初始化步骤：定义接收到离轨指令时的时刻为任务启动时刻t0，离轨指令同时给出目标点的位置信息，航天器的位置能根据导航设备获得;
②航天器轨道预报：设航天器在t时刻准备离轨，采用轨道预报对航天器在t时刻的位置和速度矢量进行预报；
③离轨制动冲量计算：根据上一步能知航天器的位置和速度矢量，再根据所要求的再入条件计算离轨所需的速度冲量；
④计算再入点到目标点的纵横程：首先对航天器施加上一步得到的速度冲量，然后对过渡轨道进行仿真直到再入点，计算再入点与目标点之间的纵横程；
⑤判断离轨点是否加入离轨窗口：根据上一步计算得到的纵横程以及已知的航天器可达域数据，能判断出航天器是否能由当前的再入点到达目标点；如果是，则加t＝t+Δt
入离轨制动窗口；如果否，则增加时间；
⑥判断时间t是否在搜索范围内：判断时间t是否满足条件t＜ts，如果是，则时t＝t+Δt
间，返回步骤②；如果否，则输出离轨制动窗口；
步骤三、根据离轨制动窗口对再入返回任务进行规划；
根据任务需求对决策准则进行加权组合，从得到的再入返回方案集中选择一条最优再入返回轨迹。
2.根据权利要求1所述的一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，其特征在于：在步骤一中所述的计算可达域数据库，其具体作法为地面首先进行再入飞行弹道性能仿真分析，形成不同再入条件的可达域数据库，其中可达域的具体计算步骤叙述如下：
①计算满足再入约束条件的最大纵程轨迹优化问题；
②计算满足再入约束条件的最小纵程轨迹优化问题；
③对最小纵程和最大纵程进行等分，计算固定纵程下的左右最大横程轨迹优化问题；
④依次连接计算得到的最小纵程轨迹、各固定纵程下左右最大横程轨迹以及最大纵程轨迹的终点，得到航天器的再入可达域。
3.根据权利要求1所述的一种基于离轨制动窗口的航天器再入返回任务规划方法，其特征在于：在步骤三中所述的根据离轨制动窗口对再入返回任务进行规划是指离轨制动窗口计算完成以后，在满足再入任务需求条件下，再入方案集多于2个时，需要进行方案决策；方案决策需要考虑的决策准则包括：响应时间；在轨等待时间；离轨-再入时间；离轨窗口宽度；横向偏置；离轨段被拦截概率；在离轨制动窗口计算完成以后，根据任务需求对决策准则进行加权组合，从再入返回方案集中选择一条最优再入返回轨迹。
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