SSO制造技术

本发明专利技术涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种

【技术实现步骤摘要】
SSO轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置


[0001]本专利技术涉及航天器控制
，特别涉及一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置
。

技术介绍

[0002]传统
SSO
轨道（太阳同步轨道
Sun
‑
synchronous orbit
）星载航天器在执行飞行任务之前，已经确定好离轨位置，因此，可以提前采用地面解算的方式开展离轨策略计算，并将计算出的策略提前注入航天器内
。
该种方法适用于任务轨道和任务落点相对固定的场景，可根据具体场景提前规划离轨策略，并在任务前注入航天器
。
[0003]然而，随着人们对空间探索需求的不断增加，通常会遇到轨道机动
、
规避和其它意料之外的事件，需要临时制定离轨策略
。
而现有航天器地面离轨策略的计算方法虽然计算精度高，但耗时较长，大多以周或月为单位进行开展，不能满足意外离轨时需要快速响应的要求
。
[0004]因此，目前亟待需要一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置来解决上述技术问题
。

技术实现思路

[0005]本专利技术实施例提供了一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置，可以快速确定离轨策略，响应能力强
。
[0006]第一方面，本专利技术实施例提供了一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法，包括：基于目标落点位置
、SSO
轨道航天器的气动参数
、
质量特性和当前状态信息，确定所述航天器的再入点信息；所述再入点信息包括再入点的高度
、
航迹倾角和地理纬度；所述状态信息包括轨道高度
、
航天器的横向加速度
、
倾侧角和航迹方位角；所述气动参数包括气动升力和气动阻力；基于再入热流
、
过载约束以及所述再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；基于所述再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，所述解析轨道积分方程是通过对在任一纬度幅角处施加离轨制动速度增量后，对航天器进行离轨轨道特征分析得到的
。
[0007]第二方面，本专利技术实施例还提供了一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定装置，包括：再入点确定模块，用于基于目标落点位置
、SSO
轨道航天器的气动参数
、
质量特性和当前状态信息，确定所述航天器的再入点信息；所述再入点信息包括再入点的高度
、
航迹倾角和地理纬度；所述状态信息包括轨道高度
、
航天器的横向加速度
、
倾侧角和航迹方位角；所述气动参数包括气动升力和气动阻力；
脉冲速度冲量确定模块，用于基于再入热流
、
过载约束以及所述再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；离轨点纬度幅角确定模块，用于基于所述再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，所述解析轨道积分方程是通过对在任一纬度幅角处施加离轨制动速度增量后，对航天器进行离轨轨道特征分析得到的
。
[0008]第三方面，本专利技术实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例所述的方法
。
[0009]第四方面，本专利技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法
。
[0010]本专利技术实施例提供了一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置
。
该方法中，当意外离轨事件发生和目标落点位置确定后，首先根据航天器的气动参数
、
质量特性以及航天器的当前在状态信息，可以反推出再入点信息
。
确定好再入点信息后，可以根据再入热流和过载约束，确定出可以使航天器达到再入点的脉冲速度冲量
。
最后根据再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角
。
确定出离轨点的纬度幅角后，在该纬度幅角处给航天器施加上述脉冲速度冲量，即可使航天器到达确定出的再入点，进而达到目标落点
。
该方法针对任意落点均可以快速确定出离轨策略，响应能力强
。
附图说明
[0011]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，下面将对实施例或现有技术描述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
。
[0012]图1是本专利技术一实施例提供的
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法的结构示意图；图2是本专利技术一实施例提供的一种电子设备的硬件架构图；图3是本专利技术一实施例提供的一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定装置的结构图；图4是本专利技术一实施例提供的离轨过程示意图；图5是本专利技术一实施例提供的离轨过程计算示意图；图6是本专利技术一实施例提供的对航天器施加制动速度冲量后，航天器距离地面的高度和航迹倾角的变化示意图；图7是本专利技术一实施例提供的对航天器施加制动速度冲量后，航天器纬度幅角和航迹倾角的变化示意图
。
具体实施方式
[0013]为使本专利技术实施例的目的
、
技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚
、
完整地描述，显然，所描述的实施例是
本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围
。
[0014]请参考图1，本专利技术实施例提供了一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法，该方法包括：步骤
100
，基于目标落点位置
、SSO
轨道航天器的气动参数
、
质量特性和当前状态信息，确定所述航天器的再入点信息；所述再入点信息包括再入点的高度
、
航迹倾角和地理纬度；所述状态信息包括轨道高度
、
航天器的横向加速度
、
倾侧角和航迹方位角；所述气动参数包括气动升力和气动阻力；步骤
102
，基于再入热流
、
过载约束以及所述再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；步骤
104
，基于所述再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，所述解析轨道积分本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种
SSO
轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法，其特征在于，包括：基于目标落点位置
、SSO
轨道航天器的气动参数
、
质量特性和当前状态信息，确定所述航天器的再入点信息；所述再入点信息包括再入点的高度
、
航迹倾角和地理纬度；所述状态信息包括轨道高度
、
航天器的横向加速度
、
倾侧角和航迹方位角；所述气动参数包括气动升力和气动阻力；基于再入热流
、
过载约束以及所述再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；基于所述再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，所述解析轨道积分方程是通过对在任一纬度幅角处施加离轨制动速度增量后，对航天器进行离轨轨道特征分析得到的
。2.
根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述航天器从所述再入点到所述目标落点的飞行过程包括拉起段和平衡滑翔段；所述基于目标落点位置
、SSO
轨道航天器的气动参数
、
质量特性和当前状态信息，确定所述航天器的再入点信息，包括：基于目标落点位置
、
气动参数
、
质量特性和当前状态信息确定再入点的高度和航迹倾角；基于所述再入点的高度和航迹倾角，确定所述再入点到所述目标落点的标称总航程
、
标称纵向航程
、
目标落点相对于当前轨道平面的横向偏差
、
所述航天器在所述拉起段的纵向飞行距离；所述当前轨道平面为所述航天器飞行至所述再入点时所在的轨道平面；基于所述当前状态信息
、
所述标称总航程以及所述航天器在拉起段的纵向飞行距离，对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程；基于所述修正后的标称纵向航程和所述目标落点的地理纬度确定所述再入点的地理纬度
。3.
根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述平衡滑翔段包括近圆弧段和直线飞行段；所述基于所述当前状态信息
、
所述标称总航程以及所述航天器在拉起段的纵向飞行距离，对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程，包括：基于所述目标落点的标称总航程和所述拉起段的纵向飞行距离确定所述平衡滑翔段的理论航程；基于所述目标落点相对于当前轨道平面的横向偏差和所述平衡滑翔段的飞行航程，确定所述目标落点和所述拉起段的终点的连线与所述当前轨道平面的纵向方向的第一夹角；确定所述航天器在所述近圆弧段的横向加速度和圆弧半径；基于所述第一夹角
、
所述标称纵向航程
、
所述近圆弧段的圆弧半径和所述目标落点相对于当前轨道平面的横向偏差确定所述目标落点与所述近圆弧段的终点的连线与所述当前轨道平面的纵向方向的第二夹角；基于所述第一夹角和所述第二夹角计算所述平衡滑翔段的实际航程；基于所述平衡滑翔段的实际航程和所述平衡滑翔段的理论航程之间的修正关系对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程
。4.
根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述基于所述当前状态信息
、
所述标称总航程以及所述航天器在拉起段的纵向飞行距离，对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程的计算过程为：
令 ，则；令：令：令：令：令：令：得到：
ꢀꢀꢀꢀ
（1）公式（1）在的区间内为凸问题，利用割线法对公式（1）进行求解得到的数值；基于的数值，计算所述平衡滑翔段的实际航程，具体计算过程为，令：的数值，计算所述平衡滑翔段的实际航程，具体计算过程为，令：的数值，计算所述平衡滑翔段的实际航程，具体计算过程为，令：的数值，计算所述平衡滑翔段的实际航程，具体计算过程为，令：又由于：；则所述平衡滑翔段的实际航程和所述平衡滑翔段的理论航程之间的修正关系为：则修正后的标称纵向航程为：式中，为所述第一夹角；为所述第二夹角；
S1
为所述平衡滑翔段的理论航程；
S0
为所述目标落点的标称总航程；
L1
为所述拉起段的纵向飞行距离；
L
为航天器的气动升力；
H0
为
ZF

【专利技术属性】
技术研发人员：蔺玥，何英姿，任焜，龚宇莲，孙帅，颜军，郭泽，邱芳，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：