航天器亚轨道返回再入过载降低设计方法

摘要

本发明涉及一种航天器亚轨道返回再入过载降低设计方法，包括步骤：a.确定航天器亚轨道飞行的初始位置速度集；b.利用初始位置速度进行无轨道机动情况下的亚轨道返回再入落点航程预报；c.确定与回收区设置匹配的返回瞄准点和轨道机动方式；d.确定亚轨道返回再入的制导律；e.对所述步骤a中确定的初始位置速度集中的每一种情况进行仿真，得出再入过载集和返回落点集；f.调整回收区设置、瞄准策略和轨道机动策略，调整所述步骤d中的再入制导律；g.重复执行所述步骤b～步骤f，直到在落点航程与回收区设置匹配的前提下亚轨道返回的再入过载降低至最小。根据本发明的设计方法可以将再入过载降低至要求的范围内。

说明书

技术领域

本发明涉及一种航天器亚轨道返回再入过载降低设计方法。

背景技术

在通常情况下，航天器在轨道飞行的最低轨道高度需要达到200km，即近地点高度为200km。亚轨道是指轨迹最高点超过海拔100km但不能环绕地球一周的轨道。亚轨道的飞行速度达不到环绕地球所必须的第一宇宙速度，在亚轨道上飞行的航天器在达到最高点(远地点)之后高度会一直下降，会在绕回发射点之前返回地球。如果在发射航天器过程中运载器出项故障，航天器无法达到环绕地球飞行所需的高度和速度，则其飞行轨迹为亚轨道。

亚轨道的远地点在大气层之外，理论近地点在地面之外，是非理想的抛物线运动，其运动轨迹在大气层内受到空气动力的影响。航天器亚轨道返回是指使运行在亚轨道上的航天器返回预定落点并满足各种再入约束的飞行过程。航天器亚轨道返回需要满足的主要约束包括落点约束和再入过载约束。落点约束与再入过载约束相互影响，是影响航天器亚轨道返回安全性的主要因素。

航天器载荷通常是各种仪器设备，对于太空旅游航天器载荷是乘客。通常情况下，亚轨道返回的再入过载较大，需要通过采用各种技术手段降低再入过载，确保载荷或乘客的安全性。保证航天器载荷安全要求返回过程中再入过载不超过特定的范围，载荷回收则要求载荷舱返回至预定落点。

对于航天器亚轨道返回过载控制是其中最重要的方面，是航天器亚轨道返回安全性的决定因素。降低航天器亚轨道返回的再入过载是指通过设计合理的轨道机动、选择合适的返回瞄准点、设计合适的再入制导律和设置合理的回收区，将再入过载降低至要求的范围内。

发明内容

本发明的目的在于提供一种降低航天器亚轨道返回再入过载的方法，通过合理设计轨道机动、返回瞄准点、再入制导律和设置合理的回收区能有效地降低亚轨道返回的再入过载，满足载荷或乘客的需求。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器亚轨道返回再入过载降低设计方法，包括以下步骤：

a.确定航天器亚轨道飞行的初始位置速度集，所述初始位置速度集包括经度、纬度、高度、速度、速度方位角和速度倾角；

b.利用初始位置速度进行无轨道机动情况下的亚轨道返回再入落点航程预报；

c.根据所述无轨道机动情况下的亚轨道返回再入落点航程预报的结果确定与回收区设置匹配的返回瞄准点和轨道机动方式；

d.根据所述无轨道机动情况下的亚轨道返回再入落点航程预报的结果和航天器飞行高度确定亚轨道返回再入的制导律；

e.根据所述步骤c中确定的返回瞄准点、轨道机动策略和所述步骤d中确定的再入制导律，对所述步骤a中确定的初始位置速度集中的每一种情况进行仿真，得出亚轨道飞行初始位置速度集对应的有轨道机动情况下的再入过载集和返回落点集；

f.根据所述初始位置速度集对应的有轨道机动情况下再入过载集和返回落点集得出航程-过载二维图，利用航程-过载二维图调整回收区设置、所述步骤c中的瞄准策略和轨道机动策略，调整所述步骤d中的再入制导律；

g.重复执行所述步骤b～步骤f，直到在落点航程与回收区设置匹配的前提下亚轨道返回的再入过载降低至最小。

根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，再入落点航程预报不考虑轨道机动，再入段制导律满足关系式：Z_bound＝C₁+C₂(v/v_e)；其中，C₁和C₂为可调整参数，对于特定的应用可取固定值；v为相对于地球的速度，v_e为再入点速度，Z为横向偏差，γ₂＞0，γ₂为亚轨道返回再入飞行高度H1～H2对应的倾侧角。

根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，轨道机动方式根据无轨道机动的预报航程与回收区边界航程以及轨道机动边界航程的关系确定。

根据本发明的一个方面，在所述d步骤中，再入制导律根据无轨道机动的预报航程与回收区边界航程以及轨道机动边界航程的关系和飞行高度确定。

根据本发明的一个方面，倾侧角的大小按照如下方式确定：

倾侧角的正负号按照与式相同的方式确定，倾侧角γ₂通过迭代仿真确定。

根据本发明的一个方案，本发明提出的方法可应用于亚轨道航天器返回再入过载控制，也可应用于航天器在运载器故障情况下的返回再入过载控制，能有效提高亚轨道返回再入的过载安全性。采用该方法可以显著降低亚轨道飞行航天器的返回再入过载，对保证航天器载荷或太空旅游乘客亚轨道返回的安全性具有重要意义。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例，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。

图1示意性表示根据本发明的航天器亚轨道返回再入过载降低方法的流程图；

图2示意性表示根据本发明的航天器亚轨道返回再入图；

图3示意性表示根据本发明的瞄准及变轨策略示意图；

图4示意性表示根据本发明的亚轨道返回再入制导律示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施方式，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。

在针对本发明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发明和简化描述，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发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

对于给定的亚轨道飞行所有可能的位置速度集合，可以确定返回瞄准点、轨道机动方式和再入制导律，使得航天器在再入段终端具有期望的位置条件便于在预定回收区着陆，且最大程度地降低返回再入过载，确保航天器载荷或太空旅游乘客的安全性。

本发明涉及一种降低航天器亚轨道返回再入过载的设计方法。首先，根据亚轨道飞行的初始位置和速度进行无轨道机动情况下的返回落点航程预报，根据无轨道机动情况下的返回落点航程预报结果确定与回收区设置匹配的返回瞄准点和轨道机动方式，根据无轨道机动情况下的返回落点航程预报结果和飞行高度确定亚轨道返回的再入制导律，然后进行亚轨道返回再入的六自由度仿真，得出有轨道机动情况下的再入过载、返回落点。对亚轨道飞行的初始位置速度集合中每一种情况均进行六自由度仿真，得到亚轨道飞行的再入过载和返回落点分布情况。根据再入过载和返回落点分布情况，调整回收区设置、瞄准策略、轨道机动策略和再入制导律，再次进行亚轨道飞行返回再入六自由度仿真。回收区设置、瞄准策略、轨道机动策略和再入制导律调整与亚轨道飞行返回再入六自由度仿真迭代进行，直至在所有情况的落点航程与回收区设置匹配的前提下亚轨道飞行返回再入的最大过载降低至最低值，航天器亚轨道飞行的回收区设置、瞄准策略、轨道机动策略和再入制导律设计完成。

按照本方法可最大程度地降低航天器亚轨道返回的再入过载，确保航天载荷或太空旅游乘客的安全性。

图1示意性表示根据本发明的航天器亚轨道返回再入过载降低方法的流程图。图2示意性表示根据本发明的航天器亚轨道返回再入图。如图1所示，本发明涉及的航天器亚轨道返回再入过载降低方法，包括以下步骤：

a.确定航天器亚轨道飞行的初始位置速度集，所述初始位置速度集包括经度、纬度、高度、速度、速度方位角和速度倾角。

在本发明中，经度、纬度和高度表征位置矢量，速度、速度方位角和速度倾角表征速度矢量，一组位置矢量及速度矢量描述一种亚轨道初始条件，初始位置速度集是所有初始位置矢量和速度矢量组成的集合。

根据本发明的一种实施方式，设航天器在亚轨道飞行初始时刻t₀的位置速度参数(经度、地理纬度、高度、绝对速度、速度倾角、速度方位角)为Ρ＝(λ,B,H,v,θ,A)^T，亚轨道飞行所有情况的初始位置速度组成集合S＝{Ρ₁，Ρ₂，Ρ_i，…Ρ_n}，(其中i＝1，2，3，…，n)，n为亚轨道飞行的弹道条数。集合S可通过遍历的方式对亚轨道飞行之前的阶段进行仿真确定。

b.利用初始位置速度进行无轨道机动情况下的亚轨道返回再入落点航程预报。

根据本发明的一种实施方式，对于亚轨道飞行所有情况的初始位置速度组成的集合S中的任一Ρ_i(i＝1，2，3…，n)，根据轨道飞行初始时刻t₀的位置速度参数(经度、地理纬度、高度、绝对速度、速度倾角、速度方位角)，进行返回再入落点预报。预报模型中不考虑轨道机动，再入段制导律采用如下形式：

其中，C₁和C₂为可调整参数，对于特定的应用可取固定值。v为相对于地球的速度，v_e为再入点速度，Z为横向偏差，γ₂＞0，γ₂为亚轨道返回再入飞行高度H₁～H₂对应的倾侧角，如图4所示。γ(k)为当前步的倾侧角指令，γ(k-1)为上一步的倾侧角指令。若γ₂＝0，预报过程中采用的再入段制导律为全升力飞行模式，此模式下以无横向机动能力，倾侧角的正负号不发生改变，可最大程度降低返回再入过载。

进行无轨道机动的返回再入落点预报，预报计算方式根据器载计算机的能力，可以采用数值预报法或拟合系数预报法。通过数值预报或拟合系数预报计算亚轨道飞行弹道，获得集合S中任一Ρ_i对应的落点经纬度d_i＝(λ_L,B_L)，根据落点经纬度d_i计算出落点航程S_bi，其中i＝1,2,3…,n。

c.根据所述无轨道机动情况下的亚轨道返回再入落点航程预报的结果确定与回收区设置匹配的返回瞄准点和轨道机动方式。

根据本发明的一种实施方式，如图3所示，期望瞄准点对应的航程为S_A，回收区左边界对应的航程为S_L，回收区右边界对应的航程为S_R，加速轨道机动的航程起点为S'_L，减速轨道机动的航程终点为S'_R。期望的瞄准点在航程(S_L+S_R)/2～S_R之间选择，通过迭代仿真的方式最终确定，通过合理选择返回瞄准点以增大飞行航程减小再入过载。

轨道机动方式根据无轨道机动的预报航程与回收区边界航程以及轨道机动边界航程的关系确，当S'_L≤S_bi<S_A时进行加速轨道机动，通过轨道机动增加飞行航程减小再入过载；当S_A≤S_bi＜S_R，不进行轨道机动，避免缩短飞行航程导致过载增加；S_R≤S_bi＜S'_R，减速轨道机动以满足回收区的约束，由于无轨道机动的预报航程已超过回收区右边界航程，通过采用适当的再入制导律以抑制再入过载的过度增大。

若无轨道机动的预报航程S_bi＜S'_L或S_bi≥S'_R，可按照上述相同的方式设置多个期望的瞄准点和对应的回收区。

d.根据所述无轨道机动情况下的亚轨道返回再入落点航程预报的结果和航天器飞行高度确定亚轨道返回再入的制导律。

根据本发明的一种实施方式，再入制导律根据无轨道机动的预报航程与回收区边界航程以及轨道机动边界航程的关系和飞行高度(单位：km)确定。

如图4所示H1为最大过载出现的高度，可在迭代设计中通过统计仿真结果得出。倾侧角的大小按照如下方式确定：

倾侧角的正负号按照与式相同的方式确定，倾侧角γ₂通过迭代仿真确定。γ₂＝0时为全升力飞行模式，此模式下以无横向机动能力，倾侧角的正负号不发生改变，可最大程度降低返回再入过载。当S'_L≤S_bi<S_R时，γ₁＝γ₂；当S_R≤S_bi＜S'_R时，γ₁的数值在γ₂的基础上适当增大以满足回收区的要求。γ₁和γ₂通过迭代仿真确定。

e.根据所述步骤c中确定的返回瞄准点、轨道机动策略和所述步骤d中确定的再入制导律，对所述步骤a中确定的初始位置速度集中的每一种情况进行仿真，得出亚轨道飞行初始位置速度集对应的有轨道机动情况下的再入过载集和返回落点集。

根据本发明的一种实施方式，对于亚轨道飞行所有情况的初始位置速度组成的集合S中的任一Ρ_i(i＝1,2,3…,n)，根据步骤b中获得的无轨道机动返回再入落点预报航程确定步骤c中与回收区设置匹配的返回瞄准点、轨道机动方式以及步骤d中的再入制导律，进行亚轨道返回再入六自由度仿真，计算集合S中任一Ρ_i对应的落点经纬度e_i＝(λ_F,B_F)和轴向过载N_xi，根据落点经纬度e_i计算落点的实际航程S_fi。全部情况的落点实际航程形成集合D＝{S_f1，S_f2，S_fi，…S_fn},全部情况的轴向过载形成集合N_x＝{N_x1，N_x2，N_xi，…N_xn},i＝1,2,3…,n。

f.根据所述初始位置速度集对应的有轨道机动情况下再入过载集和返回落点集得出航程-过载二维图，利用航程-过载二维图调整回收区设置、所述步骤c中的瞄准策略和轨道机动策略，调整所述步骤d中的再入制导律。

根据本发明的一种实施方式，将实际落点航程集合D和轴向过载集合N_x中的点依次配对，形成坐标(S_fi，N_xi)(其中i＝1,2,3…,n)，绘制实际落点航程与轴向过载的二维图，并绘制出图3中的回收区左边界航程S_L和回收区右边界航程S_R，以及期望瞄准点对应的航程为S_A。若需设置多个回收区，则需将多个回收区的左右边界航程及期望瞄准点对应的航程均绘制在航程-过载二维图中，得出亚轨道返回再入的航程过载分布和最大轴向过载N_xmax。

利用航程-过载二维图，检查所有情况的实际落点航程分布是否满足回收区约束，轴向过载是否满足过载约束，综合考虑瞄准策略、轨道机动策略和再入制导律对再入过载的影响，调整回收区的左边界航程S_L和右边界航程S_R、瞄准点对应的航程S_A、加速及减速变轨的航程范围和再入段制导律中γ₁及γ₂的数值。

g.重复执行所述步骤b～步骤f，直到在落点航程与回收区设置匹配的前提下亚轨道返回的再入过载降低至最小。

重复执行步骤2～步骤6，对降低亚轨道返回再入过载涉及的设计参数进行迭代优化设计。根据上一次的仿真结果得出航程-过载二维图，调整回收区的左边界航程S_L和右边界航程S_R、瞄准点对应的航程S_A、加速及减速变轨的航程范围、再入段制导律中γ₁及γ₂的数值，再次进行仿真，直至在所有情况的落点航程与回收区设置匹配的前提下，亚轨道返回再入的最大轴向过载N_xmax达到最小值。N_xmax达到最小值对应的回收区设置、瞄准策略、轨道机动策略、再入制导律为过载降低策略的最终设计结果，采用此设计结果可使航天器亚轨道返回再入过载降低至最低值。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。