一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法技术

本发明专利技术提出一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，根据返回器分离后的飞行姿态和姿态机动能力，确定服务平台和返回器分离的基准姿态；在基准姿态的基础上，分析服务平台和返回器的测控条件、服务平台和返回器的分离安全性、服务平台星敏感器可用性的要求等约束条件，最后综合考虑分离后飞行姿态、探测器测控条件、探测器供电要求、分离安全性和星敏感器的要求，给出满足要求的服务平台和返回器的分离姿态范围，满足了返回器再入过程中的高精度自主导航、可靠分离及安全再入的要求。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及深空探测总体设计
，具体涉及一种深空再入返回任务的服务平台和返回器分离姿态设计方法。
技术介绍
深空再入返回任务中，服务平台和返回器的安全可靠分离是任务成功的关键。服务平台和返回器分离姿态的设计对服务平台和返回器分离前状态建立、服务平台和返回器可靠分离、分离后相对运动的安全性以及返回器再入点精度有重要影响
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决深空再入返回服务平台和返回器分离姿态问题，提出一种深空再入返回任务的服务平台和返回器分离姿态设计方法。本专利技术提出了一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，包括以下步骤：1)根据返回器分离后的飞行姿态确定服务平台与返回器的分离姿态：依据返回器分离后飞行姿态既定参数包括惯性测量单元在所述的返回器分离后飞行姿态机动过程中输出误差、所述的返回器分离后飞行姿态机动角速度以及返回器分离后飞行姿态预估的最大允许偏差，计算得到服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度，所述的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度在0至所述的最大偏差角度范围内调整，以确保所述的服务平台与返回器的分离姿态与返回器分离后要求的飞行姿态接近；2)确定测控条件：以分离后返回器的飞行姿态为基准，在步骤1)中确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态偏差角范围内计算服务平台测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角、返回器测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角，将服务平台测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角和已知的服务平台测控天线的波束角比较，同时将返回器测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角和已知的返回器测控天线波束角比较，确认测控天线的可用性，确保服务平台与返回器分离姿态建立后，服务平台和返回器与地面测控站通信，测控天线与地面站间无遮挡；3)在步骤1)所确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度范围内分析供配电能力：通过对服务平台和返回器的系统功率计算，得出服务平台太阳电池阵具备的最小发电能力，根据已知的服务平台太阳电池阵的最大发电能力，计算得到太阳矢量与服务平台太阳电池阵法向的最大夹角，考虑服务平台太阳电池阵转动情况，计算得到服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最小值，服务平台太阳电池阵转轴方 向与太阳矢量的夹角最大值，所述的服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角范围在所述的最小值和最大值范围内，以确保服务平台和返回器分离姿态建立后，保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应；4)服务平台与返回器分离安全性分析：根据探测器飞行轨道，按照返回器分离后飞行姿态并考虑对应的偏差角范围，给出服务平台和返回器的分离方向在地心赤道惯性坐标系中的指向，根据服务平台和返回器分离的相对速度，计算得到服务平台分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量以及返回器分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量；根据返回器分离后的位置矢量、速度矢量，利用轨道计算得到返回器到达再入点的时刻和再入点的位置矢量，计算得到所述的再入点时刻服务平台的位置矢量，最终计算得到服务平台相对于返回器的距离；将所述的服务平台相对于返回器的距离与要求的安全距离进行比较，判断出服务平台与返回器分离的安全性；5)星敏感器的杂散光抑制要求分析，通过服务平台星敏感器光轴矢量与地球、月球和太阳矢量的夹角的分析，确保地球月球的反射光和太阳光线不会进入服务平台星敏感器杂散光抑制角的范围内：已知服务平台星敏感器杂散光抑制角为a，服务平台星敏感器光轴矢量与太阳矢量夹角为b1，与服务平台-地球矢量夹角为b2，地球相对服务平台的半张角为c1，与服务平台-月球矢量夹角为b3，月球相对服务平台的半张角为c2，当至少两个服务平台星敏感器光轴矢量满足如下要求时，服务平台和返回器分离姿态保证星敏感器不受杂散光的影响：b1＞a并且b2＞a+c1并且b3＞a+c2 ①；6)根据步骤1)至步骤5)的分析结果，确定了服务平台和返回器的分离姿态。本专利技术提出的深空再入返回任务的服务平台和返回器分离姿态设计方法充分考虑了返回器分离姿态机动、整器供电影响、分离安全性、测控数传条件、星敏感器杂散光抑制等多个约束的影响，在充分考虑任务成功的前提下对服务平台和返回器的分离的多个保证条件进行了充分的分析和验证，能够满足返回器再入过程中的高精度自主导航、可靠分离及安全再入的要求，适用于深空再入返回任务及其它行星探测的进入和着陆任务。附图说明图1为服务平台和返回器分离姿态设计方法示意图；图2为服务平台和返回器测控条件分析图：VF为探测器-地面站的矢量；Vas为服务平台天线轴向；Vaf为返回器天线轴向；θ1为服务平台天线的半波束角；θ2为返回器天线的半波束 角；图3为太阳翼与太阳矢量夹角示意图：Vs表示太阳矢量方向；Vr表示太阳翼转轴方向；Vp表示太阳翼矢量方向；图4为返回器坐标系定义：原点OF：位于返回器后端框底面几何中心；XF轴：沿返回器轴线，由大底指向前端方向；ZF轴：垂直于XF轴，并指向返回器I象限线方向；YF轴：与ZF、XF轴构成右手直角坐标系；图5为返回器分离后飞行姿态：返回器本体ZF轴在轨道平面内，指向地心方向；返回器本体XF轴在轨道平面内，沿速度反方向一侧；返回器本体YF轴指向轨道面法向；图6为服务平台和返回器的分离姿态：返回器本体ZF轴在轨道平面内，与地心矢量夹角10°，偏向速度方向一侧；返回器本体XF轴在轨道平面内，沿速度反方向一侧；返回器本体YF轴指向轨道面法向。具体实施方式下面结合附图及具体实施方式对本专利技术进行详细说明。本专利技术提出了针对各项约束条件进行服务平台和返回器分离姿态设计的方法，适用于深空再入返回任务和行星进入任务。深空再入返回任务飞行姿态设计主要考虑如下几个方面的约束：(1)返回器分离后姿态机动要求：由于返回器惯性测量单元可能在姿态机动过程中引入测量偏差，为减少分离后返回器姿态机动，服务平台与返回器分离姿态应与返回器分离后要求的飞行姿态接近。(2)测控条件：分离姿态建立后，应能够保证服务平台和返回器能够与地面测控站通信，天线与地面站间无遮挡。(3)供配电能力影响：服务平台和返回器分离姿态建立后，应能够保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应。(4)分离安全性：在分离速度确定的情况下，服务平台与返回器的分离姿态应能够保证返回器再入点处服务平台和返回器具有要求的安全距离。(5)星敏感器的杂散光抑制要求：由于服务平台惯性定向和返回器初始姿态确定的要求，服务平台和返回器分离姿态应能够保证星敏感器不受杂散光的影响，确保可用性。具体步骤如下(见图1所示)：步骤一、根据返回器分离后的飞行姿态初步确定服务平台与返回器的分离姿态。根据惯性测量单元在返回器分离后的飞行姿态机动过程中输出误差α(°/s)、返回器分离后的飞行姿态机动角速度ω(°/s)以及返回器分离后的飞行姿态估计的最大允许偏差σ(°)，根据飞行后姿态确立分离时姿态和允许最大最大偏差角度计算得到服务平台与返回器的分离姿态和返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度γmax(°)。γmax=ω×σα]]>本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，其特征在于，包括以下步骤：1)根据返回器分离后的飞行姿态确定服务平台与返回器的分离姿态：依据返回器分离后飞行姿态既定参数包括惯性测量单元在所述的返回器分离后飞行姿态机动过程中输出误差、所述的返回器分离后飞行姿态机动角速度以及返回器分离后飞行姿态预估的最大允许偏差，计算得到服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度，所述的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度在0至所述的最大偏差角度范围内调整，以确保所述的服务平台与返回器的分离姿态与返回器分离后要求的飞行姿态接近；2)确定测控条件：以分离后返回器的飞行姿态为基准，在步骤1)中确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态偏差角范围内计算服务平台测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角、返回器测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角，将服务平台测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角和已知的服务平台测控天线的波束角比较，同时将返回器测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角和已知的返回器测控天线波束角比较，确认测控天线的可用性，确保服务平台与返回器分离姿态建立后，服务平台和返回器与地面测控站通信，测控天线与地面站间无遮挡；3)在步骤1)所确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度范围内分析供配电能力：通过对服务平台和返回器的系统功率计算，得出服务平台太阳电池阵具备的最小发电能力，根据已知的服务平台太阳电池阵的最大发电能力，计算得到太阳矢量与服务平台太阳电池阵法向的最大夹角，考虑服务平台太阳电池阵转动情况，计算得到服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最小值，服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最大值，所述的服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角范围在所述的最小值和最大值范围内，以确保服务平台和返回器分离姿态建立后，保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应；4)服务平台与返回器分离安全性分析：根据探测器飞行轨道，按照返回器分离后飞行姿态并考虑对应的偏差角范围，给出服务平台和返回器的分离方向在地心赤道惯性坐标系中的指向，根据服务平台和返回器分离的相对速度，计算得到服务平台分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量以及返回器分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量；根据返回器分离后的位置矢量、速度矢量，利用轨道计算得到返回器到达再入点的时刻和再入点的位置矢量，计算得到所述的再入点时刻服务平台的位置矢量，最终计算得到服务平台相对于返回器的距离；将所述的服务平台相对于返回器的距离与要求的安全距离进行比较，判断出服务平台与返回器分离的安全性；5)星敏感器的杂散光抑制要求分析，通过服务平台星敏感器光轴矢量与地球、月球和太阳矢量的夹角的分析，确保地球月球的反射光和太阳光线不会进入服务平台星敏感器杂散光抑制角的范围内：已知服务平台星敏感器杂散光抑制角为a，服务平台星敏感器光轴矢量与太阳矢量夹角为b1，与服务平台‑地球矢量夹角为b2，地球相对服务平台的半张角为c1，与服务平台‑月球矢量夹角为b3，月球相对服务平台的半张角为c2，当至少两个服务平台星敏感器光轴矢量满足如下要求时，服务平台和返回器分离姿态保证星敏感器不受杂散光的影响：b1＞a并且b2＞a+c1并且b3＞a+c2              ①；6)根据步骤1)至步骤5)的分析结果，确定了服务平台和返回器的分离姿态。...

【技术特征摘要】
1.一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，其特征在于，包括以下步骤：1)根据返回器分离后的飞行姿态确定服务平台与返回器的分离姿态：依据返回器分离后飞行姿态既定参数包括惯性测量单元在所述的返回器分离后飞行姿态机动过程中输出误差、所述的返回器分离后飞行姿态机动角速度以及返回器分离后飞行姿态预估的最大允许偏差，计算得到服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度，所述的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度在0至所述的最大偏差角度范围内调整，以确保所述的服务平台与返回器的分离姿态与返回器分离后要求的飞行姿态接近；2)确定测控条件：以分离后返回器的飞行姿态为基准，在步骤1)中确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态偏差角范围内计算服务平台测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角、返回器测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角，将服务平台测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角和已知的服务平台测控天线的波束角比较，同时将返回器测控天线轴向与返回器-地面站矢量的夹角和已知的返回器测控天线波束角比较，确认测控天线的可用性，确保服务平台与返回器分离姿态建立后，服务平台和返回器与地面测控站通信，测控天线与地面站间无遮挡；3)在步骤1)所确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度范围内分析供配电能力：通过对服务平台和返回器的系统功率计算，得出服务平台太阳电池阵具备的最小发电能力，根据已知的服务平台太阳电池阵的最大发电能力，计算得到太阳矢量与服务平台太阳电池阵法向的最大夹角，考虑服务平台太阳电池阵转动情况，计算得到服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最小值，服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最大值，所述的服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角范围在所述的最小值和最大值范围内，以确保服务平台和返回器分离姿态建立后，保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应；4)服务平台与返回器分离安全性分析：根据探测器飞行轨道，按照返回器分离后飞行姿态并考虑对应的偏差角范围，给出服务平台和返回器的分离方向在地心赤道惯性坐标系中的指向，根据服务平台和返回器分离的相对速度，计算得到服务平台分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量以及返回器分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量；根据返回器分离后的位置矢量、速度矢量，利用轨道计算得到返回器到达再入点的时刻和再入点的位置矢量，计算得到所述的再入点时刻服务平台的位置矢量，最终计算得到服务平台相对于返回器的距离；将所述的服务平台相对于返回器的距离与要求的安全距离进行比较，判断出服务平台与返回器分离的安全性；5)星敏感器...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈春亮，杨眉，黄昊，杨孟飞，彭兢，张伍，杜颖，张正峰，邹乐洋，赵洋，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京;11