[发明专利]航天器再入返回轨道规划方法

权利要求书

1.一种航天器再入返回轨道规划方法，包括以下步骤：

a.确定航天器再入返回轨道的再入点位置和速度，其中，设航天器在制动初始时刻T₀的轨道参数中的经度、地理纬度、高度、绝对速度、速度倾角、速度方位角表示为(λ₀，B₀，H₀，v₀，θ₀，A₀)^T，返回终端高度H_f期望的经度和地理纬度为(λ_aim,B_aim)^T，制动初始时长为t_p0，再入角为θ_e，倾侧角分段常值为γ₁，γ₂，γ₃，…，γ_n，倾侧角γ₁翻转为γ₂的时间为t₁，倾侧角γ₂翻转为γ₃的时间为t₂，倾侧角γ₃翻转为γ₄的时间为t₃，倾侧角γ_n-1翻转为γ_n的时间为t_n-1，t_n-1…t₃t₂t₁；

通过满足再入角约束确定制动发动机开机时长，并确定对应的再入点位置和速度；

b.获取返回轨道规划的优化变量σ，表示为(γ₁,t₁,γ₂,t₂,γ₃,t₃,γ₄，…t_n-1，γ_n)^T，以满足返回轨道的终端开伞约束和再入过载约束，对变量σ进行优化计算；

c.建立返回轨道规划方程，其中，返回轨道规划方程为下式(1)：

其中，Δσ为优化变量的修正量；C为一阶偏导数矩阵，

其中，和分别为航向偏差和横向偏差对倾侧角γ₁，γ₂，γ₃…γ_n和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1的一阶偏导数，可通过数值差分方法计算；

d.返回轨道计算，其中，按照六自由度动力学模型仿真计算返回轨道，获得返回轨道终端的经度λ、纬度B和返回再入过程中的轴向最大过载nx、升力控制启控时间t₀和升力控制停控时间t_n；

e.计算倾侧角时间曲线，其中，利用基于Householder变换的QR分解，对一阶偏导数矩阵C进行QR分解，记置换矩阵P满足式(2)：CP＝QR；

优化变量为σ的修正量Δσ按照下式(3)求解：

修正后的优化变量σ表示为式(4)：σ_k+1＝σ_k+Δσ；

f.规划航天器再入返回轨道的再入过载，其中，当计算获得的轴向最大过载nx小于设计要求的轴向最大过载nx₀时，倾侧角分段常值为γ_i(i＝1,2,3,…n)不进行调整；

当计算获得的轴向最大过载nx大于设计要求的轴向最大过载nx₀时，记过载超过要求值nx₀的时间为Δt，记过载超过要求值对应的常值倾侧角时间区间为t_m～t_m+1(m＝0,1,2,3,…n-1)，则过载超过要求值的时间区间对应的常值倾侧角按照下式(5)更新：

其中，K为增益系数，表征过载时间曲线面积与倾侧角时间曲线面积之间的增益，sign为符号函数；

其余常值倾侧角采用如下式(6)修正γ_i(i＝1,2,3,…n，i≠m+1)

其中，k_i(i＝1,2,3,…n，i≠m+1)为过载调整系数，sign为符号函数；

g.重复步骤a～步骤f给出的倾侧角以及翻转时间调整方法，以倾侧角分段常值γ₁，γ₂，γ₃,…γ_n和翻转时间t₁，t₂，…t_n-1为初值，采用六自由度返回轨道动力学模型计算返回轨道，根据(3)式计算优化变量σ的修正量Δσ，按照过载设计约束根据(5)式和(6)式更新倾侧角，当返回轨道终端满足精度要求且过载约束满足时停止迭代，输出优化后的倾侧角分段常值γ₁，γ₂，γ₃，…γ_n，升力控制启控时间t₀，翻转时间t₁，t₂，…t_n-1，升力控制停控时间t_n以及对应的返回轨道，完成返回轨道的规划。