[發(fā)明專利]一種基于二維落點走廊表征的行星進入飛行航程預測方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811047737.3
• 申請日: 2018-09-10
• 公開（公告）號: CN109255183A
• 公開（公告）日: 2019-01-22
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 高艾;王高岳;廖文韜;賀佳文
• 申請（專利權(quán)）人: 北京理工大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50;G06N3/12
• 代理公司: 北京理工正陽知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11639
• 代理人: 毛燕

1.一種基于二維落點走廊表征的行星進入飛行航程預測方法，其特征在于：包括如下步驟，

步驟1：建立行星進入段動力學模型；

步驟2：設(shè)計用于得到最大飛行航程的行星進入軌跡優(yōu)化模型，實現(xiàn)最大飛行航程的行星進入軌跡優(yōu)化；

步驟3：設(shè)計采用高斯過程回歸的行星進入航程范圍預測模型，實現(xiàn)基于二維落點走廊的行星進入飛行航程預測。

2.如權(quán)利要求1所述的一種基于二維落點走廊表征的行星進入飛行航程預測方法，其特征在于：還包括步驟4，利用步驟3所述的采用高斯過程回歸方法的行星進入航程范圍預測模型，實現(xiàn)對不同進入場景、不同航天器參數(shù)組合下航天器所能達到的最大航程范圍進行預測評估。

3.如權(quán)利要求2所述的一種基于二維落點走廊表征的行星進入飛行航程預測方法，其特征在于：還包括步驟5，利用步驟4預測評估結(jié)果進行如下分析，進而解決行星進入領(lǐng)域相關(guān)工程問題；所述的分析包括：(1)分析不同的進入速度、升阻比、彈道系數(shù)以及過程約束對行星進入航天器所能達到的最大航程范圍的影響；(2)對行星進入軌跡進行特性分析。

4.如權(quán)利要求1、2或3所述的一種基于二維落點走廊表征的行星進入飛行航程預測方法，其特征在于：步驟1具體實現(xiàn)方法如下，

考慮行星自轉(zhuǎn)，采用如下動力學模型：

其中，r為行心距、Ω為行星自轉(zhuǎn)角速度、g為行星當?shù)刂亓铀俣取為航天器速度、t為時間；θ分別為經(jīng)度、緯度、γ航跡角、ψ航向角和σ傾側(cè)角；在速度域上給出多個傾側(cè)角的值，通過插值得到傾側(cè)角曲線；L、D為升力加速度和阻力加速度，表示為：

L＝kD

其中，β為彈道系數(shù)、k為升阻比，ρ為行星大氣密度。

5.如權(quán)利要求4所述的一種基于二維落點走廊表征的行星進入飛行航程預測方法，其特征在于：步驟2具體實現(xiàn)方法如下，

步驟2.1：建立行星進入軌跡優(yōu)化模型目標函數(shù)J；

行星進入航天器的飛行航程范圍通常由探測器飛行的橫程L_C、縱程L_D構(gòu)成的二維落點走廊來表征；行星進入段的最大的航程范圍由最大橫程、最小縱程和最大縱程構(gòu)成，因此為求解行星進入最大航程范圍，只需分別求解行星進入段最大橫程、最小縱程和最大縱程；由于在求解行星進入航天器的最大飛行航程范圍時，行星進入軌跡的過程約束和終端約束相同，所以只需將目標函數(shù)J進行相應(yīng)的調(diào)整；

縱程L_D與橫程L_C表示為：

L_D＝R_mβ_D

L_C＝R_mβ_C

其中，R_m為行星半徑，β_D、β_C分別為縱程、橫程所對應(yīng)的地心角；

β_D＝acos(cos(β₀)/cos(β_C))

β_C＝asin(sin(β₀)sin(ψ₀-ψ_b))

其中，ψ₀為初始點的航向角，β₀、ψ_b為求解縱程、橫程對應(yīng)的地心角的中間量，表示為：

其中，θ₀、為進入點初始經(jīng)緯度

因此，當求解最大橫程時：

目標函數(shù)J＝-L_C

當求解最大縱程時：

目標函數(shù)J＝-L_D

當求解最小縱程時：

目標函數(shù)J＝L_D

步驟2.2：確立行星進入軌跡優(yōu)化模型過程約束；

過載F的約束，反映航天器或航天員能夠承受的最大減速加速度F_max：

熱流密度Q的約束，反映航天器能夠承受的熱流峰值Q_max:

其中，Q_z為熱流密度系數(shù)，V_e為參考速度，ρ₀為參考密度；

對于進入過程中的最小高度h_min，

約束時：h≥h_min；

不約束時：h≥h_f，h_f為減速裝置開啟時航天器的高度；

步驟2.3：確立行星進入軌跡優(yōu)化模型終端約束；

終端馬赫數(shù)M_term約束，反映保證減速裝置能夠正常啟動時的速度區(qū)間

M_fmin≤M_term≤M_fmax

終端高度約束：

h_term＝h_f

步驟2.4：通過優(yōu)化方法實現(xiàn)最大飛行航程的行星進入軌跡優(yōu)化；

將傾側(cè)角σ作為優(yōu)化變量，通過優(yōu)化方法對在速度域上給出的多個傾側(cè)角進行優(yōu)化，通過插值得到優(yōu)化的傾側(cè)角曲線，再利用步驟1所建立的行星進入段動力學模型進行目標函數(shù)J的計算，實現(xiàn)最大飛行航程的行星進入軌跡優(yōu)化。