航天器受控再入落区设计方法技术

本发明专利技术涉及一种航天器受控再入落区设计方法，包括步骤：a.根据航天器受控运行轨道，判断航天器姿态控制推进剂消耗量，然后对应选择航天器再入实施方案；b.判断航天器发动机工作时长，然后对应选择实施降轨控制方案；c.确定航天器受控再入期间降轨控制的姿态；d.选择航天器实施受控再入的日期；e.选择航天器实施受控再入的圈次。根据本发明专利技术的航天器受控再入落区设计方法能够对完成任务后的航天器实施受控再入，避免航天器成为空间碎片。

【技术实现步骤摘要】
航天器受控再入落区设计方法
本专利技术涉及一种航天器受控再入落区设计方法。
技术介绍
随着我国空间飞行航天器的发展，近地轨道运行的大型载人航天器(空间实验室、货运飞船、空间站)和大型近地遥感航天器平台等面临任务完成后末期的处置问题，为避免在轨航天器成为太空碎片，需要对他们进行实施控制再入，以彰显我国负责任大国的形象。为利用有限的推进剂资源完成大型航天器的再入任务，装有控制力矩陀螺或者动量轮等装置的飞行器，往往利用大气阻力的作用，逐步降低航天器的飞行高度，然后再实施受控再入。缺乏控制力矩陀螺或者动量轮装置的飞行器，在轨飞行时，往往需要通过发动机实施喷气控制来保证飞行器的姿态，导致消耗更多的推进剂，所以这类航天器往往在完成飞行试验任务后，直接在飞行高度上实施再入。受到发动机特性和航天器重量的限制，为了提高再入的准确度，结合飞行器测控，能源的需求，需要对大型航天器直接受控再入方案详细设计。
技术实现思路
本专利技术的目的在于解决上述问题，提供一种航天器受控再入落区设计方法。为实现上述专利技术目的，本专利技术提供一种航天器受控再入落区设计方法，包括以下步骤：a.根据航天器受控运行轨道，判断航天器姿态控制推进剂消耗量，然后对应选择航天器再入实施方案；b.判断航天器发动机工作时长，然后对应选择实施降轨控制方案；c.确定航天器受控再入期间降轨控制的姿态；d.选择航天器实施受控再入的日期；e.选择航天器实施受控再入的圈次。根据本专利技术的一个方面，在所述a步骤中，航天器在大气阻力作用下衰减过程中，当航天器姿态控制消耗的推进剂量大于衰减的轨道高度对应的降轨消耗的推进剂量，通过直接实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面；当航天器姿态控制消耗的推进剂量小于等于衰减的轨道高度对应的降轨消耗的推进剂量时，可在大气阻力作用下，使轨道高度衰减至一定高度时，再实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面。根据本专利技术的一个方面，在所述b步骤中，航天器发动机工作时间大于轨道周期的10％时，将航天器受控再入的降轨控制分为两次以上执行，每次执行的降轨控制的发动机工作时间小于等于轨道周期的10％；当航天器发动机工作时间小于等于轨道周期的10％时，实施航天器单次降轨控制。根据本专利技术的一个方面，在所述c步骤中，根据所述b步骤实施方案以及使用的轨控发动机安装位置调整航天器受控再入期间降轨控制的姿态，使轨控发动机进行降轨控制时产生的速度增量方向与飞行方向相反。根据本专利技术的一个方面，在所述d步骤中，根据所述c步骤确定的航天器受控再入期间降轨控制时的姿态，通过选择合适的太阳光照条件，使航天器能源在受控再入期间处于平衡状态，从而确定航天器实施受控再入的日期。根据本专利技术的一个方面，在所述e步骤中，根据所述d步骤选择的航天器实施受控再入的日期，通过计算航天器当天的运行轨迹，选择可靠的天基或者地基测控跟踪条件，来确定实施各次降轨控制的圈次。根据本专利技术的一个方案，在航天器受控再入前，完成航天器平台的状态设置，保证航天器受控再入轨道控制期间状态正常运行，并完成姿态调整，保证受控再入轨道控制为降轨控制。根据发动机的特性和航天器的种类，对降轨控制实施1～2次以上的轨道控制，将航天器的近地点高度降至大气层以下，使航天器在大气气动力和气动热的作用下烧蚀解体陨落于地面预定区域。根据本专利技术的一个方案，是否分次控制可根据受控再入期间所需发动机开机时长决定，若计算得到的发动机开机时间较长，则说明重力损耗较大，若发动机开机时长超过轨道周期的10％，则采取分批受控再入的方式，以减少轨控误差，提高实施再入控制后落区的精度。根据本专利技术的一个方案，能够对完成任务后的航天器实施受控再入，避免航天器成为空间碎片。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示意性表示根据本专利技术的航天器受控再入落区设计方法的流程图。图2示意性表示根据本专利技术的一种实施方式的航天器受控再入落区设计方法的流程图。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。在本专利技术中，航天器在满足约束条件的前提下，能够完成航天器的直接受控再入。因此，在实施根据本专利技术的航天器受控再入落区设计方法前，应确保航天器满足所需的技术条件和约束条件。在本专利技术中，航天器所需技术条件和约束条件包括：1.航天器能源供配电、姿态与轨道控制、测控通信、热控等关键平台功能满足最低受控再入要求。2.试验期间地面测控条件满足地面监视和应急处置要求。3.受控再入区域满足落区要求。4.受控再入过程太阳光照条件满足航天器能量平衡工作条件。图1示意性表示根据本专利技术的航天器受控再入落区设计方法的流程图。如图1所示，根据本专利技术的航天器受控再入落区设计方法包括以下步骤：a.根据航天器受控运行轨道，判断航天器姿态控制推进剂消耗量，然后对应选择航天器再入实施方案；b.判断航天器发动机工作时长，然后对应选择实施降轨控制方案；c.确定航天器受控再入期间降轨控制的姿态；d.选择航天器实施受控再入的日期；e.选择航天器实施受控再入的圈次。图2示意性表示根据本专利技术的一种实施方式的航天器受控再入落区设计方法的流程图。如图2所示，根据本专利技术的一种实施方式，在上述a步骤中，航天器在大气阻力作用下衰减过程中，当航天器姿态控制消耗的推进剂量大于衰减的轨道高度对应的降轨消耗的推进剂量，通过直接实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面；当航天器姿态控制消耗的推进剂量小于等于衰减的轨道高度对应的降轨消耗的推进剂量时，可在大气阻力作用下，使轨道高度衰减至一定高度时，再实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面。在本专利技术中，直接受控再入为航天器任务结束后，从当前的运行轨道高度上实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面。间接受控再入为航天器任务结束后，运行一段时间后，在大气阻力的作用下，衰减至一定高度时，实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面。根据本专利技术的一种实施方式，航天器发动机工作时间较长时，分批实施航天器降轨控制；航天器发动机工作时间较短时，实施航天器单次降轨控制。根据本专利技术的一种实施方式，在上述c步骤中，根据所述b步骤实施方案以及使用的轨控发动机安装位置调整航天器受控再入期间降轨控制的姿态，使轨控发动机进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器受控再入落区设计方法，包括以下步骤：a.根据航天器受控运行轨道，判断航天器姿态控制推进剂消耗量，然后对应选择航天器再入实施方案；b.判断航天器发动机工作时长，然后对应选择实施降轨控制方案；c.确定航天器受控再入期间降轨控制的姿态；d.选择航天器实施受控再入的日期；e.选择航天器实施受控再入的圈次。

【技术特征摘要】
1.一种航天器受控再入落区设计方法，包括以下步骤：a.根据航天器受控运行轨道，判断航天器姿态控制推进剂消耗量，然后对应选择航天器再入实施方案；b.判断航天器发动机工作时长，然后对应选择实施降轨控制方案；c.确定航天器受控再入期间降轨控制的姿态；d.选择航天器实施受控再入的日期；e.选择航天器实施受控再入的圈次。2.根据权利要求1所述的航天器受控再入落区设计方法，其特征在于，在所述a步骤中，航天器在大气阻力作用下衰减过程中，当航天器姿态控制消耗的推进剂量大于衰减的轨道高度对应的降轨消耗的推进剂量，通过直接实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面；当航天器姿态控制消耗的推进剂量小于等于衰减的轨道高度对应的降轨消耗的推进剂量时，可在大气阻力作用下，使轨道高度衰减至一定高度时，再实施降轨控制，使航天器再入大气层并陨落于地面。3.根据权利要求1所述的航天器受控再入落区设计方法，其特征在于，在所述b步骤中，航天器发动机工作时间大于轨道周期的10％时，将航天...

【专利技术属性】
技术研发人员：张亚锋，方方，王曦，杨胜，
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