[發明專利]一種基于天地通訊的航天飛行器軌道規劃方法

有效

• 申請號: 201710084248.4
• 申請日: 2017-02-16
• 公開（公告）號: CN106892136B
• 公開（公告）日: 2019-04-09
• 發明（設計）人: 李超兵;王晉麟;李學鋒;禹春梅;徐國強;徐帆;肖稱貴
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 徐輝

1.一種基于天地通訊的航天飛行器軌道規劃方法，其特征在于，包括如下步驟：

(1)當基礎級火箭發生故障，或者需要航天飛行器進入新目標軌道時，在航天飛行器進入滑行狀態后，地面測控系統接收滑行段的飛行狀態信息，如果接收不到飛行狀態信息，則繼續接收滑行段第10～1000s飛行狀態信息進行替換；飛行狀態信息包括如下數據：距離起飛時刻的相對時間t_s，航天飛行器的控制系統坐標系t_s時刻的速度[V_x，V_y，V_z]和位置[x，y，z]；

(2)地面測控系統讀取航天飛行器預測點火時間為t_yd；

(3)地面測控系統生成新的上傳參數，并在預測點火時間t_yd前1000s之前將新的上傳參數發送給航天飛行器；

(4)航天飛行器在收到新的上傳參數，利用上傳參數預報航天器發動機點火時間；并將點火時間發送至地面測控系統，地面測控系統確定該點火時間和需要制導律序號對應的制導律的合理性，如果認為點火時間和制導律合理，則發送確認信息，按新的目標軌道飛行，如果地面測控系統認為點火時間和制導律不合理，則重新規劃并再次發送上傳參數，航天飛行器利用再次發送的上傳參數再次確定點火時間，地面測控系統再次確定該點火時間的合理性，直至地面測控系統認為點火時間合理，并發送確認信息；

(5)到達實際點火點，按照航天飛行器規劃的最終接收的上傳信息中制導律序號對應的制導律和關機量，實施主動段控制，直到入軌關機。

2.如權利要求1所述的基于天地通訊的航天飛行器軌道規劃方法，其特征在于，地面測控系統生成新的目標軌道參數包括點火點地心距η_d，點火點真近點角f_d，目標軌道半長軸a_aim，目標軌道偏心率e_aim，目標軌道軌道傾角i_aim，目標軌道近地點幅角ω_aim，目標軌道升交點赤經Ω_aim，目標軌道真近點角f_aim，需要制導律序號j，適用關機量Kw。

3.如權利要求2所述的基于天地通訊的航天飛行器軌道規劃方法，其特征在于，適用關機量Kw包括半長軸、地心距、軌道傾角、升交點赤經、經度和緯度。

4.如權利要求2所述的基于天地通訊的航天飛行器軌道規劃方法，其特征在于，制導律包括正推力矢量、反推力矢量、迭代制導和軌道異面機動；制導律按序號排列裝訂在航天飛行器上。

5.如權利要求1或2所述的基于天地通訊的航天飛行器軌道規劃方法，其特征在于，利用上傳參數預報航天器發動機點火時間的方法為：利用t_s時刻的速度[V_x，V_y，V_z]和位置[x，y，z]和軌道動力學公式推算t_orb時刻的地心距η_orb和真近點角f_orb，依次計算orb＝1，orb＝2…的地心距η_orb和真近點角f_orb，直至出現某一時刻orb＝k的時刻t_k，滿足η_k-η_d≥0或f_k-f_d≥0，則t_k即為點火時間，η_d為點火點地心距，f_d為點火點真近點角。