航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法技术

本发明专利技术涉及一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，包括步骤：a.确定航天器入轨条件和航天器终端约束条件；b.确定航天器变轨规划参数变量和规划约束；c.建立大椭圆高速再入返回的变轨规划方程；d.对航天器进行变轨规划，计算变轨参数；e.根据航天器初始轨道和所述变轨参数进行轨道预报；f.计算航天器再入航程，得出再入航程差；g.将所述再入航程差反馈至所述变轨规划，采用非线性规划迭代计算所需轨道及变轨参数序列。根据本发明专利技术的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法能够解决近地航天器大椭圆高速再入返回的变轨规划问题。

【技术实现步骤摘要】
航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法
本专利技术涉及一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法。
技术介绍
运载火箭将航天器发射入轨形成的轨道成为入轨轨道。航天器返回前的运行轨迹成为运行轨道。返回过程中的运行轨迹称为返回轨道。绕地飞行的返回式航天器入轨轨道通常为近圆低轨轨道，经过变轨后可以到达轨道能量较高的大椭圆运行轨道，在大椭圆轨道开展科学试验任务后需返回至预定落点，将试验样品以及相关设备回收。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。为便于试验样品以及相关设备的回收，需选择合适的预定落点。对于一般的近圆轨道返回，通常采用回归轨道(星下轨迹周期性重复的轨道)，保证在返回圈航天器的星下点轨迹经过着陆场内的预定落点。对于大椭圆再入返回的情况，返回前的运行轨道一般为非回归轨道(星下轨迹不呈现周期性重复的规律)，返回前需要进行变轨，保证返回圈航天器星下点轨迹经过预定落点。同时对大椭圆高速再入返回问题，制动点的选择影响制动推进剂的消耗，变轨方案决定了在确定的推进剂约束下能否返回预定落点。航天器在大椭圆轨道上运行，完成试验任务后制动，将制动点另一侧的拱点降低至大气层以内甚至大气层以下，才能保证返回舱返回地球。在椭圆轨道运行期间，椭圆轨道的拱线在空间转动，返回制动点若在椭圆轨道的近地点，为返回地球制动速度增量将异常巨大。因此对于航天器从大椭圆轨道返回，需要解决的关键问题是控制椭圆轨道拱线的转动并满足星下点轨迹经过预定落点的约束，同时满足其他设计约束。高效、合理的变轨规划方法是满足各种设计约束实现航天器返回至预定落点的关键。现有的返回前轨道变轨规划主要涉及两类返回变轨问题，近地近圆轨道返回和月地轨道返回，对于大椭圆轨道返回的变轨规划问题国内和国际都鲜有涉及。本专利技术给出的方法适用于返回前的大椭圆运行轨道为非回归轨道和回归轨道的情况。
技术实现思路
本专利技术的目的在于解决近地航天器大椭圆高速再入返回的变轨规划问题，提供一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法。为实现上述专利技术目的，本专利技术提供一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，包括以下步骤：a.确定航天器入轨条件和航天器终端约束条件；b.确定航天器变轨规划参数变量和规划约束；c.建立大椭圆高速再入返回的变轨规划方程；d.对航天器进行变轨规划，计算变轨参数；e.根据航天器初始轨道和所述变轨参数进行轨道预报；f.计算航天器再入航程，得出再入航程差；g.将所述再入航程差反馈至所述变轨规划；h.重复步骤b～步骤g，采用非线性规划迭代求解所需轨道及变轨参数序列。根据本专利技术的一个方面，所述航天器入轨条件包括航天器入轨轨道六要素；所述航天器入轨轨道六要素为：半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和真近点角；根据本专利技术的一个方面，所述航天器终端约束包括：返回再入角、再入段期望航程和返回落点。根据本专利技术的一个方面，在所述b步骤中，所述规划约束包括推进剂约束、飞行时间约束和观测约束。根据本专利技术的一个方面，所述推进剂约束可表示为下式(1)：其中，n为可调整的变轨次数，mi为每次变轨的推进剂消耗，M为变轨允许使用的推进剂。根据本专利技术的一个方面，所述飞行时间约束可表示为下式(2)：tf-t0≤T其中，t0为航天器入轨时刻，tf为再入时刻，T为允许航天器的最长在轨飞行时间。根据本专利技术的一个方面，所述观测约束可表示为下式(3)：timin≤ti≤timax(i＝1，2，…，n)其中，timin为允许的最早变轨发动机开机时刻，timax为允许的最晚变轨发动机开机时刻。根据本专利技术的一个方面，在所述c步骤中，变轨规划方程包括：从大椭圆轨道返回至预定落点的变轨规划方程，其可表示为下式(4)：f1(σ0，X1)＝[λaimBaim]T其中，σ0为变轨规划的初始轨道参数，X1为变轨规划变量，λaim为航天器返回落点经度，Baim为航天器返回落点地理纬度，f1表示星下点轨迹与初始轨道条件及变轨规划变量X1的关系方程；再入角与制动开机时刻和制动时长的关系方程，可表示为下式(5)：f2(tn，tni)＝θe其中，tn为制动开机时刻，tni为制动时长，再入角与制动开机时刻和制动时长的关系方程用f2表示。根据本专利技术的一个方面，所述再入航程与期望再入航程的偏差可表示为式(6)：△S＝(ω30-ωd)R；其中，ω30为再入段航程角，ωd为期望的再入段航程角，R为再入段航程参考半径。根据本专利技术的一个方面，采用拱线规划方法迭代计算所需轨道及变轨参数序列；拱线调整量增量通过下式(7)计算：△ω1＝K·△S其中，K为再入段航程反馈系数，0<K≤1/R，K＝1/R时收敛速度最快。根据本专利技术的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法可以满足各种设计约束，初始轨道条件的适应范围大，实现方法简单，适用于近地航天器返回前运行轨道为非回归轨道和回归轨道的大椭圆高速再入返回变轨规划。附图说明为了更清楚地说明本专利技术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专利技术的一些实施例，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表示航天器从大椭圆轨道高速返回的变轨示意图；图2示意性表示根据本专利技术的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法的流程图；图3示意性表示根据本专利技术的一种实施方式的拱线规划示意图。具体实施方式为了更清楚地说明本专利技术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专利技术的一些实施方式，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。在针对本专利技术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专利技术和简化描述，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专利技术的限制。下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本专利技术的实施方式并不因此限定于以下实施方式。图1表示航天器从大椭圆轨道高速返回的变轨示意图。基于图1，根据本专利技术的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，对于给定初始轨道条件，通过轨道拱线调整和轨道高度调整，在满足变轨推进剂消耗约束、飞行时间约束、观测约束等约束条件下，使得返回圈星下点轨迹经过预定落点，并且使再入飞行航程为期望值，满足再入返回落点控制对飞行航程的要求。在本专利技术中，大椭圆轨道指远地点高度是地点高度两倍及以上的近地椭圆轨道。本专利技术确定了一种实现返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法。首先，根据航天器初始轨道条件和变轨圈次约束，确定大椭圆高速再入返回的变轨规划方程。在此基础上进行拱线规划，计算变轨初始参数，并进行轨道预报，获得再入点位置速度参数。根据再入点位置和预定瞄准点计算实际再入航程，将实际再入航程与期望再入航程比较获得拱线调整量本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，包括以下步骤：a.确定航天器入轨条件和航天器终端约束条件；b.确定航天器变轨规划参数变量和规划约束；c.建立大椭圆高速再入返回的变轨规划方程；d.对航天器进行变轨规划，计算变轨参数；e.根据航天器初始轨道和所述变轨参数进行轨道预报；f.计算航天器再入航程，得出再入航程差；g.将所述再入航程差反馈至所述变轨规划；h.重复步骤b～步骤g，采用非线性规划迭代求解所需轨道及变轨参数序列。

【技术特征摘要】
1.一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，包括以下步骤：a.确定航天器入轨条件和航天器终端约束条件；b.确定航天器变轨规划参数变量和规划约束；c.建立大椭圆高速再入返回的变轨规划方程；d.对航天器进行变轨规划，计算变轨参数；e.根据航天器初始轨道和所述变轨参数进行轨道预报；f.计算航天器再入航程，得出再入航程差；g.将所述再入航程差反馈至所述变轨规划；h.重复步骤b～步骤g，采用非线性规划迭代求解所需轨道及变轨参数序列。2.根据权利要求1所述的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，其特征在于，所述航天器入轨条件包括航天器入轨轨道六要素；所述航天器入轨轨道六要素为：半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和真近点角；3.根据权利要求1所述的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，其特征在于，所述航天器终端约束包括：返回再入角、再入段期望航程和返回落点。4.根据权利要求1所述的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，其特征在于，在所述b步骤中，所述规划约束包括推进剂约束、飞行时间约束和观测约束。5.根据权利要求4所述的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，其特征在于，所述推进剂约束可表示为下式(1)：其中，n为可调整的变轨次数，mi为每次变轨的推进剂消耗，M为变轨允许使用的推进剂。6.根据权利要求4所述的航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，其特征在于，所述飞行时间约束可表示为下式(2)：tf-t0≤T其中，t0为航天器入轨时刻，tf为再入时刻，T为允许航天器的最长在轨飞行时间...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈伟跃，黄震，杨庆，赵建贺，吴文瑞，
申请(专利权)人：北京空间技术研制试验中心，
类型：发明
国别省市：北京,11