一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法技术

本发明专利技术涉及一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法，包括：S1.建立航天器返回轨道制动段航程Sb1与制动时长tp的第一关系式，并根据第一关系式获取制动段航程Sb1对制动时长tp的第一梯度；S2.建立航天器返回轨道滑行段航程Sb2与制动时长tp的第二关系式，并根据第二关系式获取滑行段航程Sb2对制动时长tp的第二梯度；S3.建立航天器返回轨道再入段航程Sb3与制动时长tp的第三关系式，并根据第三关系式获取再入段航程Sb3对制动时长tp的第三梯度；S4.对第一梯度、第二梯度和第三梯度求和获取返回轨道总航程Sb对制动时长tp的梯度。本发明专利技术有效减少了返回轨道设计过程中的迭代次数，进而提高了返回轨道的计算及设计效率。

A Method for Calculating Analytical Gradient of Spacecraft Return Orbit

【技术实现步骤摘要】
一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法
本专利技术涉及一种航天器返回轨道的计算方法，尤其涉及一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法。
技术介绍
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。由于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标称返回轨道，实现返回轨迹优化并为防热、结构、控制和推进等相关系统设计提供技术参数。现有的返回轨道设计方法一般采用数值梯度进行迭代计算。通常情况下，以制动点和制动时长作为迭代变量、以再入角和开伞点的位置误差作为迭代目标，采用数值梯度进行返回轨道迭代计算。采用数值梯度计算时，迭代初值和梯度猜想值对迭代次数的影响较大，需要多次试算才能选择出合适的梯度数值，返回轨道的计算次数较多，单次返回轨道计算的收敛速度较慢、迭代次数较多，返回轨道设计及计算效率低。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法，解决航天器返回轨道设计计算效率低的问题。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轨道解析梯度的计算方法，包括：S1.建立航天器返回轨道制动段航程Sb1与制动时长tp的第一关系式，并根据所述第一关系式获取所述制动段航程Sb1对所述制动时长tp的第一梯度；S2.建立航天器返回轨道滑行段航程Sb2与所述制动时长tp的第二关系式，并根据所述第二关系式获取所述滑行段航程Sb2对所述制动时长tp的第二梯度；S3.建立航天器返回轨道再入段航程Sb3与所述制动时长tp的第三关系式，并根据所述第三关系式获取所述再入段航程Sb3对所述制动时长tp的第三梯度；S4.对所述第一梯度、所述第二梯度和所述第三梯度求和获取所述返回轨道总航程Sb对所述制动时长tp的梯度。根据本专利技术的一个方面，步骤S1中，假设所述航天器在制动段的制动开机点至制动结束点的轨道角速度保持一致，则所述第一关系式为：其中，h0为制动点的轨道角动量，Rd0为制动点的地心距离，Rp为地球平均轨道半径，hf为开伞点的高度。根据本专利技术的一个方面，步骤S2中，包括：S21.获取所述航天器在制动结束点位置的结束点惯性速度V0在当地的水平分量Vx和径向分量Vy；S22.根据所述水平分量Vx和所述径向分量Vy获取所述结束点惯性速度V0，以及所述惯性速度V0的惯性速度倾角θ0；S23.根据所述结束点惯性速度V0和所述惯性速度倾角θ0获取所述航天器在滑行段的滑行段航程角S24.根据所述滑行段航程Sb2、所述制动时长tp和所述滑行段航程角ψb建立所述第二关系式；S25.根据所述第二关系式，利用链式求导法则计算所述第二梯度。根据本专利技术的一个方面，步骤S21中，假设制动速度增量为脉冲，作用点在所述制动段的中点，则水平分量Vx为：径向分量Vy为：其中，Vi0为制动点的制动惯性速度，θi为制动点惯性速度的速度倾角，Δν为制动速度增量，ψz为制动俯仰角且-π≤ψz＜π。根据本专利技术的一个方面，步骤S23中，滑行段航程角为：表达式中的系数为：a＝2Re(1+tan2θ0)-(Rd0+Re)ν0，b＝Reν0tanθ0，c＝(Rd0-Re)ν0，其中，μ为地球引力常数，Re为再入点的地心距离。根据本专利技术的一个方面，步骤S25中，包括：S251计算所述滑行段航程角对所述第二关系式中系数的偏导数，以及所述第二关系式中系数对所述结束点惯性速度V0和所述惯性速度倾角θ0的偏导数；S252.分别计算所述结束点惯性速度V0和所述惯性速度倾角θ0对所述结束点惯性速度V0在当地水平分量Vx和径向分量Vy的偏导数；S253.计算所述结束点惯性速度V0在当地的水平分量Vx和径向分量Vy对所述制动速度增量Δν的偏导数以及所述制动速度增量Δν对所述制动时长tp的偏导数；根据本专利技术的一个方面，步骤S3中，包括：S31.获取所述航天器制动段的制动段航程角δb，所述航天器滑行段的轨道偏心率e，以及滑行段的轨道角动量h；S32.根据所述制动段航程角δb，所述轨道偏心率e，所述轨道角动量h和所述滑行段航程角ψb获取航天器的再入角θe；S33.根据所述再入段航程Sb3、所述制动时长tp、所述再入角θe和航天器在开伞点的速度倾角θf建立所述第三关系式；S34.根据所述第三关系式，利用链式求导法则计算所述第三梯度。根据本专利技术的一个方面，步骤S32中，所述制动段航程角δb为：所述轨道偏心率e为：所述轨道角动量h为：h＝Rd0V0cosθ0，所述再入角θe为：根据本专利技术的一个方面，步骤S34中，包括：S341.计算所述制动段航程角δb对所述制动时长tp的偏导数；S342.计算所述轨道偏心率e和所述轨道角动量h对所述结束点惯性速度V0和所述惯性速度倾角θ0的偏导数；S343.计算再入角θe对所述轨道偏心率e、所述制动段航程角δb、所述滑行段航程角ψb、所述轨道角动量h的偏导数；S344.计算所述再入段航程Sb3对所述再入角θe和所述开伞点速度倾角θf的偏导数；S345.计算所述开伞点速度倾角θf对所述再入角θe的偏导数。根据本专利技术的一个方面，步骤S344中，构建所述再入段航程Sb3与所述再入角θe和所述开伞点速度倾角θf的第四关系式，基于所述第四关系式计算所述再入段航程Sb3对所述再入角θe和所述开伞点速度倾角θf的偏导数；所述第四关系式为：其中，β为大气密度ρ对高度H的梯度与大气密度的比值，即根据本专利技术的一种方案，采用解析表达式计算航程对制动时长的梯度，在不同的轨道条件下设计返回轨道时，采用解析梯度表达式时可以准确得出航程对制动时长的梯度，避免了采用数值梯度猜想值进行返回轨道计算时不断人为调整数值梯度的试算过程，有效减少了返回轨道设计过程中的返回轨道计算次数，提高了迭代计算的收敛速度，单次返回轨道计算即可获得满足要求的返回轨道，提高了返回轨道的计算及设计效率。附图说明图1示意性表示根据本专利技术的一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法的步骤框图。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。如图1所示，根据本专利技术的一种实施方式，本专利技术的一本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法，包括：S1.建立航天器返回轨道制动段航程Sb1与制动时长tp的第一关系式，并根据所述第一关系式获取所述制动段航程Sb1对所述制动时长tp的第一梯度；S2.建立航天器返回轨道滑行段航程Sb2与所述制动时长tp的第二关系式，并根据所述第二关系式获取所述滑行段航程Sb2对所述制动时长tp的第二梯度；S3.建立航天器返回轨道再入段航程Sb3与所述制动时长tp的第三关系式，并根据所述第三关系式获取所述再入段航程Sb3对所述制动时长tp的第三梯度；S4.对所述第一梯度、所述第二梯度和所述第三梯度求和获取所述返回轨道总航程Sb对所述制动时长tp的梯度。

【技术特征摘要】
1.一种航天器返回轨道解析梯度的计算方法，包括：S1.建立航天器返回轨道制动段航程Sb1与制动时长tp的第一关系式，并根据所述第一关系式获取所述制动段航程Sb1对所述制动时长tp的第一梯度；S2.建立航天器返回轨道滑行段航程Sb2与所述制动时长tp的第二关系式，并根据所述第二关系式获取所述滑行段航程Sb2对所述制动时长tp的第二梯度；S3.建立航天器返回轨道再入段航程Sb3与所述制动时长tp的第三关系式，并根据所述第三关系式获取所述再入段航程Sb3对所述制动时长tp的第三梯度；S4.对所述第一梯度、所述第二梯度和所述第三梯度求和获取所述返回轨道总航程Sb对所述制动时长tp的梯度。2.根据权利要求1所述的计算方法，其特征在于，步骤S1中，假设所述航天器在制动段的制动开机点至制动结束点的轨道角速度保持一致，则所述第一关系式为：其中，h0为制动点的轨道角动量，Rd0为制动点的地心距离，Rp为地球平均轨道半径，hf为开伞点的高度。3.根据权利要求2所述的计算方法，其特征在于，步骤S2中，包括：S21.获取所述航天器在制动结束点位置的结束点惯性速度V0在当地的水平分量Vx和径向分量Vy；S22.根据所述水平分量Vx和所述径向分量Vy获取所述结束点惯性速度V0，以及所述惯性速度V0的惯性速度倾角θ0；S23.根据所述结束点惯性速度V0和所述惯性速度倾角θ0获取所述航天器在滑行段的滑行段航程角S24.根据所述滑行段航程Sb2、所述制动时长tp和所述滑行段航程角建立所述第二关系式；S25.根据所述第二关系式，利用链式求导法则计算所述第二梯度。4.根据权利要求3所述的计算方法，其特征在于，步骤S21中，假设制动速度增量为脉冲，作用点在所述制动段的中点，则水平分量Vx为：径向分量Vy为：其中，Vi0为制动点的制动惯性速度，θi为制动点惯性速度的速度倾角，Δν为制动速度增量，ψz为制动俯仰角且-π≤ψz＜π。5.根据权利要求4所述的计算方法，其特征在于，步骤S23中，滑行段航程角为：表达式中的系数为：a＝2Re(1+tan2θ0)-(Rd0+Re)ν0，b＝Reν0tanθ0，c＝(Rd0-Re)ν0，其中，μ为地球引力常数，Re为再入点的地心距离。6.根据权利要求5所述的计...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈伟跃，黄震，马晓兵，张治国，
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