一种对地打击航天器空间-大气层内轨道全段控制方法技术

一种对地打击航天器空间

【技术实现步骤摘要】
一种对地打击航天器空间
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大气层内轨道全段控制方法


[0001]本专利技术涉及一种轨道控制方法，具体涉及一种对地目标高精度打击的新型航天器空间
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大气层内全段轨道控制方法，属于航天器轨道控制


技术介绍

[0002]对于一种新型的航天器平台，根据对地打击任务的需求，往往需要其在潜伏轨道(轨道高度在250km
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500km)释放再入器，再入器离轨机动到大气层上端相应再入点，继而进入大气层完成再入段飞行，最终对地面目标点进行高精度打击。针对空间中航天器离轨段问题，目前常规方法是应用在理想二体条件下Lambert问题，但是机动脉冲往往比较大，导致燃料消耗巨大，而现存航天器一般无法负担过大的燃料负载，且Lambert问题在高精度轨道动力学模型中不准确，影响航天器抵达再入点的准确性。针对大气层中再入段问题，目前常规方法是Guass伪谱法轨迹优化，由于初始值以及离散点的选择对优化结果都有较大影响，错误的初始值及离散点选取会使得到的结果非全局最优或根本无法找到相应解，直接导致再入器再入段的飞行轨迹本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种对地打击航天器空间
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大气层内轨道全段控制方法，其特征在于：它包括以下步骤：S1、根据再入器的动力学方程建立再入器在再入段的动力学模型；S2、根据再入器在再入段的动力学模型和准平衡条件，得到再入器横程能力最弱、纵程能力最强或最弱时的动力学方程，以及再入器横程能力最强，纵程能力最弱时的动力学方程，再根据地面目标点的参数信息和上述方程利用龙格库塔法反向积分获取再入点区域，以及再入区域中再入点的信息；S3、根据航天器在离轨段的动力学方程建立航天器在离轨段的动力学模型，并将同平面Lambert机动方法作为离轨段的机动方式，根据航天器在离轨段的动力学模型对航天器初始轨道进行为时一天的轨道递推，根据递推结果和再入区域中再入点的信息以及递推开始时间，计算一天中航天器轨道面与地面目标点矢径重合的时刻作为离轨段总时间；根据离轨段总时间和再入点区域建立等待时间与转移时间搜寻区域，给定搜索间隔，将搜寻区域划分为多个网格，每个网格对应一组等待时间和转移时间，每组等待时间和转移时间之和等于离轨段总时间，求解每组等待时间和转移时间在一次二体条件下的Lambert问题，得到速度脉冲增量，计算速度脉冲增量的二范数，以此类推，得到每组等待时间和转移时间对应的速度脉冲增量的二范数，对比所有的二范数，得到最小二范数对应的速度脉冲增量，获取此速度脉冲增量对应的等待时间和转移时间，以及对应的轨道控制脉冲作为此组等待时间和转移时间的离轨段控制策略；根据离轨段控制策略选择再入点区域内速度脉冲增量二范数值最小的再入点作为目标再入点，将目标再入点作为再入器在离轨段的最终位置点；S4、将再入器在离轨段的最终位置点作为再入器在再入段的初始位置，利用hp自适应Guass伪谱法获取再入器在再入段的最优轨迹。2.根据权利要求1中所述的一种对地打击航天器空间
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大气层内轨道全段控制方法，其特征在于：S1中再入器在再入段的动力学模型：其中，r表示地心距，V表示速度大小，γ表示当地速度倾角，θ表示经度，ψ表示航迹偏航角，φ表示纬度，L表示升力加速度，D表示阻力加速度，σ为倾侧角，g为地球引力加速度，C
γ
，C
σ
表示地球旋转对应的哥氏加速度项，表示地球旋转对应的牵连加速度项。3.根据权利要求2中所述的一种对地打击航天器空间
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大气层内轨道全段控制方法，其
特征在于：S1中再入器在再入段的飞行满足如下约束条件：其中，是允许的驻点热流密度，是允许的最大驻点热流密度，k是常数，取1.64
×
10
‑4，ρ是大气密度，q是允许的动压，q
max
是允许的最大动压，n是允许的总过载，g0是海平面引力系数，取9.81m/s2，n
max
是允许的最大总过载。4.根据权利要求3中所述的一种对地打击航天器空间
‑
大气层内轨道全段控制方法，其特征在于：S2具体过程为：准平衡条件：根据再入器在再入段的动力学模型和准平衡条件，不考虑地球自转以及地球带来的各种加速度项，当升阻比K取最大值或最小值，倾侧角σ取零时，得到再入器横程能力最弱、纵程能力最强或最弱时的动力学方程：同理，不考虑地球自转以及地球带来的各种加速度项，当升阻比K取最大值，倾侧角σ取
±
45
°
时，得到再入器横程能力最强，纵程能力最弱时的动力学方程：
给定地面目标点的参数信息[r0,θ0,φ0,V0,γ0,ψ0]，根据公式(4)和公式(5)利...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴宝林，董雨洋，丁学良，戴瀚苏，孙兆博，陈俊宇，马军，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：