[發(fā)明專利]一種高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710944650.5
• 申請日: 2017-10-12
• 公開（公告）號: CN109657256B
• 公開（公告）日: 2023-04-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 和宇碩;穆育強;付仕明;房紅軍;晁嫣萌;劉飛;劉昕
• 申請（專利權(quán)）人: 北京電子工程總體研究所
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20
• 代理公司: 中國航天科工集團公司專利中心 11024
• 代理人: 張鎮(zhèn)

1.一種高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真方法，其特征在于該方法的具體步驟為：

第一步搭建高精度彈道式標稱返回軌道設(shè)計系統(tǒng)

高精度彈道式標稱返回軌道設(shè)計系統(tǒng)，包括：再入角確定模塊、原運行軌道初步設(shè)計模塊、離軌時間初步設(shè)計模塊、原運行軌道仿真模塊、過渡段軌道仿真模塊、再入段彈道仿真模塊和精確迭代求解模塊；

再入角確定模塊的功能為：根據(jù)約束條件和目標函數(shù)對再入角進行優(yōu)化設(shè)計；

原運行軌道初步設(shè)計模塊的功能為：根據(jù)理論著陸點位置，對原運行軌道升交點赤經(jīng)進行初步設(shè)計，使其星下點軌跡基本通過理論著陸點，滿足返回再入需求；

離軌時間初步設(shè)計模塊的功能為：根據(jù)理論著陸點位置，對航天器離軌時間進行初步設(shè)計，使其基本能夠返回預(yù)定區(qū)域；

原運行軌道仿真模塊的功能為：對航天器原運行軌道進行精確仿真；

過渡段軌道仿真模塊的功能為：根據(jù)再入角的要求，精確計算離軌制動速度增量，對航天器制動后過渡段軌道進行精確仿真；

再入段彈道仿真模塊的功能為：對航天器再入段彈道進行精確仿真；

精確迭代求解模塊的功能為：在初步確定原運行軌道升交點赤經(jīng)和離軌時間的基礎(chǔ)上，進行精確迭代求解，得到落點偏差滿足要求的標稱返回再入軌道；

第二步再入角確定模塊對再入角進行優(yōu)化設(shè)計

再入角確定模塊根據(jù)約束條件和目標函數(shù)，選擇再入過程中最大過載、最大動壓、最大熱流密度或最大總吸熱量作為約束條件，在求解不同問題時，目標函數(shù)的選取是不盡相同的，選擇總吸熱量作為目標函數(shù)；尋找滿足約束條件并能使目標函數(shù)取最小值的再入角，為最優(yōu)再入角；

工程中的約束優(yōu)化問題在數(shù)學(xué)形式上描述為：

尋找：X；

使f(X)最?。篺(X)；

約束條件：g_i(X)≤b_i,i＝1,...,q

h_i(X)＝d_i,i＝q+1,...,m

其中，X為設(shè)計變量，f(X)為目標函數(shù)，g＝[g₁,g₂,...,g_q]為不等式約束條件實際計算值，b＝[b₁,b₂,...,b_q]為不等式約束容許值，h＝[h_q+1,h_q+2,...,h_m]為等式約束計算值，d＝[d_q+1,d_q+2,...,d_m]為等式約束值，m為所受約束數(shù)目，X＝[x₁,x₂,...,x_n]，X∈S,稱為設(shè)計空間或搜索空間；

第三步原運行軌道初步設(shè)計模塊對原運行軌道升交點赤經(jīng)進行初步設(shè)計

原運行軌道初步設(shè)計模塊根據(jù)理論著陸點位置，確定星下點軌跡距離理論著陸點的最近距離和方向，據(jù)此調(diào)整升交點赤經(jīng)，使星下點軌跡距離理論著陸點的最近距離不斷縮?。划斪罱嚯x小于5km時，返回飛行器星下點軌跡基本通過理論著陸點，完成原運行軌道升交點赤經(jīng)的初步設(shè)計，滿足返回再入需求；星下點與理論著陸點距離公式如下：

d＝r_E·θ??(1)

公式(1)中，d為星下點與理論著陸點距離；r_E為地球平均半徑；θ為星下點與理論著陸點對應(yīng)的地心角；

第四步離軌時間初步設(shè)計模塊對離軌時間進行初步設(shè)計

離軌時間初步設(shè)計模塊根據(jù)理論著陸點位置，確定實際著陸點相對于理論著陸點的縱程偏差，調(diào)整離軌時間，使落點縱程偏差不斷縮??；當縱程偏差小于5km時，完成離軌時間的初步設(shè)計，使返回飛行器基本能返回預(yù)定區(qū)域；縱程公式如下：

公式(2)中，δ_R為再入點和標準開傘點或著陸點間的地心角，r_e為地心與再入點連線矢量，r_R為返回飛行器地心矢在標準再入縱平面上的投影向量；

R＝(r_E+h_f)δ_R??(3)

公式(3)中，h_f為標準開傘點高度，R為縱程；

第五步原運行軌道仿真模塊對原運行軌道進行外推

原運行軌道仿真模塊根據(jù)初始軌道參數(shù)和離軌時間，考慮地球自轉(zhuǎn)軸歲差與章動及地球橢球因素，對原運行軌道進行精確外推，得到離軌制動時刻軌道參數(shù)；

真近點角公式如下：

公式(4)中，f為真近點角，M為平近點角，e為軌道偏心率；

地心距公式如下：

公式(5)中，r為地心距，a為軌道半長軸；

速度公式如下：

公式(6)中，V為速度，μ為地球引力常數(shù)；

軌道攝動方程如下：

公式(7)中，n為軌道運行平均速率，Ω為升交點赤經(jīng)，i為軌道傾角，ω為近地點幅角，p為軌道半通徑，E為偏近點角，F(xiàn)_r、F_t、F_n分別為帶諧項攝動力的徑向、切向和法向分量；

對公式(7)進行積分，外推得到考慮攝動后的航天器運行軌道；

第六步過渡段軌道仿真模塊對過渡段軌道進行外推計算

過渡段軌道仿真模塊根據(jù)離軌制動時刻的軌道參數(shù)和再入角，利用二分法迭代確定滿足再入角要求的離軌制動速度增量，考慮地球自轉(zhuǎn)軸歲差與章動及地球橢球因素，對過渡段軌道進行外推計算，得到再入點參數(shù)；

根據(jù)動量守恒和能量守恒，將地球視為圓球模型，推導(dǎo)離軌制動后瞬時速度公式如下：

公式(8)中，V_ab為離軌制動后瞬時航天器速度，r_b為離軌制動時航天器地心距，r_a為大氣層邊界地心距，β_b為制動時刻飛行路徑角，γ_r為要求的再入角；

r_a公式如下：

r_a＝r_E+H_a??(9)

公式(9)中，H_a為大氣層邊界高度；

制動速度增量公式如下：

ΔV＝V_bb-V_ab??(10)

公式(10)中，ΔV為制動速度增量，V_bb為制動前航天器運行速度；

過渡段軌道外推仿真根據(jù)公式(4)、公式(5)、公式(6)和公式(7)計算；

第七步再入段彈道仿真模塊對再入段彈道進行仿真

再入段彈道仿真模塊根據(jù)再入點參數(shù)，對再入段彈道進行仿真，得到實際落點位置和與理論著陸點的偏差情況；再入大氣層后動力學(xué)方程如下：

公式(11)中，λ為經(jīng)度，為地心緯度，γ為航跡傾角，ψ為航跡偏航角，D為氣動阻力，L為氣動總升力，m為航天器質(zhì)量，δ為傾側(cè)角，g為重力加速度，ω_E為地球自轉(zhuǎn)角速度；分別為地心距、經(jīng)度、地心緯度、速度、航跡傾角和航跡偏航角對時間的一階微分；

第八步精確迭代求解模塊對原運行軌道升交點赤經(jīng)和離軌時刻進行迭代求解

精確迭代求解模塊根據(jù)初步設(shè)計的原運行軌道升交點赤經(jīng)、離軌時刻以及理論著陸點位置，根據(jù)橫程偏差和縱程偏差對上述過程進行二分法迭代求解，每一次迭代計算包括原運行軌道外推計算、過渡段軌道外推計算和再入段彈道仿真計算，得到落點橫程偏差和縱程偏差，根據(jù)橫程偏差進行二分法迭代求解原運行軌道升交點赤經(jīng)，根據(jù)縱程偏差進行二分法迭代求解離軌時刻；最后驗證是否滿足預(yù)定落點位置偏差的要求，當不滿足則繼續(xù)迭代求解，當滿足則跳出迭代求解；

至此，完成高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真。