[發明專利]一種高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真方法

有效

• 申請號: 201710944650.5
• 申請日: 2017-10-12
• 公開（公告）號: CN109657256B
• 公開（公告）日: 2023-04-18
• 發明（設計）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）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

本發明公開了一種高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真方法，能夠有效提高彈道式再入標稱返回軌道設計精度。標稱返回軌道設計對于返回式航天器具有重要意義，是總體及各分系統開展后續工作的依據，決定著航天器能否安全返回地面；特別對于彈道式再入航天器，再入大氣層后無法施加控制，返回軌道完全由離軌制動情況決定，提高標稱返回軌道設計精度就顯得更加關鍵。傳統的標稱返回軌道方法雖便于實施，但計算精度有限，某些情況下無法滿足彈道式再入的需求。本發明針對彈道式再入航天器，設計了一種高精度標稱返回軌道設計方法，可有效提高精度水平。

技術領域

本發明涉及一種返回軌道仿真方法，特別是一種高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真方法。

背景技術

以往方法中，載人飛船標準返回軌道分兩步。第一步：選定制動點(B₀,λ₀)，其中B₀為制動點地理緯度，λ₀為制動點經度，用迭代方法求滿足再入角要求θ＝θ_e的制動發動機工作時間t_p；第二步：對于第一步已選定的(B₀,λ₀)和t_p，完成整個返回軌道計算，用迭代方法求出滿足開傘點誤差要求的制動點。第一步和第二步為不斷重復反復迭代的過程，直到得到落點精度滿足要求的標準返回軌道。趙漢元《飛行器再入動力學與制導》國防科技大學出版社，1997.361～362。該方法能夠實現標準返回軌道設計，但由于該方法并未對具體的迭代計算方法進行限定，也未考慮地球橢球、地球自轉軸的歲差和章動等帶來的偏差影響，所以標準返回軌道設計精度有限，實際落點偏差可能超出精度要求。

發明內容

本發明目的在于提供一種高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真方法，解決以往方法未對具體的迭代計算方法進行限定，也未考慮地球橢球、地球自轉軸的歲差和章動等帶來的偏差影響，標準返回軌道設計精度有限，實際落點偏差可能超出精度的問題。

一種高精度彈道式再入標稱返回軌道仿真方法的具體步驟為：

第一步搭建高精度彈道式標稱返回軌道設計系統

高精度彈道式標稱返回軌道設計系統，包括：再入角確定模塊、原運行軌道初步設計模塊、離軌時間初步設計模塊、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：根據約束條件和目標函數對再入角進行優化設計。

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

離軌時間初步設計模塊的功能為：根據理論著陸點位置，對航天器離軌時間進行初步設計，使其基本能夠返回預定區域。

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和離軌時間的基礎上，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化設計

再入角確定模塊根據約束條件和目標函數，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，目標函數的選取是不盡相同的，選擇總吸熱量作為目標函數。尋找滿足約束條件并能使目標函數取最小值的再入角，為最優再入角。

工程中的約束優化問題在數學形式上描述為：

尋找：X。