一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法

摘要

本发明公开了一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法，能够有效提高弹道式再入标称返回轨道设计精度。标称返回轨道设计对于返回式航天器具有重要意义，是总体及各分系统开展后续工作的依据，决定着航天器能否安全返回地面；特别对于弹道式再入航天器，再入大气层后无法施加控制，返回轨道完全由离轨制动情况决定，提高标称返回轨道设计精度就显得更加关键。传统的标称返回轨道方法虽便于实施，但计算精度有限，某些情况下无法满足弹道式再入的需求。本发明针对弹道式再入航天器，设计了一种高精度标称返回轨道设计方法，可有效提高精度水平。