[发明专利]航天器再入返回轨道规划方法

说明书

本发明涉及一种航天器再入返回轨道规划方法，包括步骤：a.确定航天器再入返回轨道的再入点位置和速度；b.确定返回轨道规划的参数变量；c.建立返回轨道规划方程；d.返回轨道计算；e.计算倾侧角时间曲线；f.规划航天器再入返回轨道的再入过载；g.重复步骤a～f，迭代求解航天器返回轨道。根据本发明的航天器再入返回轨道规划方法，采用该方法可以快速设计航天器的返回轨道，对近地轨道返回和深空跳跃式返回的返回轨道设计有一定的参考价值。

技术领域

本发明涉及一种航天器高速再入的返回轨道规划方法。

背景技术

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。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返回轨道。

现有的返回轨道设规划方法主要分为两类。一类方法基于经验设计参数，迭代修正设计参数。倾侧角控制规律需在设计过程中作为常值参数，通过反复计算返回轨道合理选择倾侧角，设计时间较长。另一类方法采用优化算法，进行设计参数的大规模优化，为得到满足工程应用实际需求的可行解，优化算法复杂，计算量较大。

发明内容

本发明的目的在于解决航天器返回轨道快速设计问题，提供一种航天器高速再入的返回轨道规划方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器再入返回轨道规划方法，包括以下步骤：

a.确定航天器再入返回的再入点位置和速度；

b.确定返回轨道规划的参数变量；

c.建立返回轨道规划方程；

d.返回轨道计算；

e.计算倾侧角时间曲线；

f.规划航天器返回轨道的再入过载；

g.重复步骤a～f，迭代求解航天器返回轨道。

根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，返回轨道规划方程为下式(1)：

其中，Δσ为规划变量的增量；C为一阶偏导数矩阵，

其中，和(i＝1,2,3,…n；j＝1,2,…n-1)分别为航向偏差和横向偏差对倾侧角γ₁，γ₂，γ₃…γ_n和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1的一阶偏导数，可通过数值差分方法计算。

根据本发明的一个方面，在所述d步骤中，按照六自由度动力学模型仿真计算返回轨道，获得返回轨道终端的经度λ、纬度B和返回再入过程中的轴向最大过载nx、升力控制启控时间t₀和升力控制停控时间t_n。

根据本发明的一个方面，在所述e步骤中，对一阶偏导数矩阵C进行QR分解，记置换矩阵P满足式(2)：CP＝QR；

优化变量为σ的修正量Δσ按照下式(3)求解：

修正后的优化变量σ表示为式(4)：σ_k+1＝σ_k+Δσ。