[发明专利]一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法

说明书

本发明公开了一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法，能够有效提高弹道式再入标称返回轨道设计精度。标称返回轨道设计对于返回式航天器具有重要意义，是总体及各分系统开展后续工作的依据，决定着航天器能否安全返回地面；特别对于弹道式再入航天器，再入大气层后无法施加控制，返回轨道完全由离轨制动情况决定，提高标称返回轨道设计精度就显得更加关键。传统的标称返回轨道方法虽便于实施，但计算精度有限，某些情况下无法满足弹道式再入的需求。本发明针对弹道式再入航天器，设计了一种高精度标称返回轨道设计方法，可有效提高精度水平。

技术领域

本发明涉及一种返回轨道仿真方法，特别是一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法。

背景技术

以往方法中，载人飞船标准返回轨道分两步。第一步：选定制动点(B₀,λ₀)，其中B₀为制动点地理纬度，λ₀为制动点经度，用迭代方法求满足再入角要求θ＝θ_e的制动发动机工作时间t_p；第二步：对于第一步已选定的(B₀,λ₀)和t_p，完成整个返回轨道计算，用迭代方法求出满足开伞点误差要求的制动点。第一步和第二步为不断重复反复迭代的过程，直到得到落点精度满足要求的标准返回轨道。赵汉元《飞行器再入动力学与制导》国防科技大学出版社，1997.361～362。该方法能够实现标准返回轨道设计，但由于该方法并未对具体的迭代计算方法进行限定，也未考虑地球椭球、地球自转轴的岁差和章动等带来的偏差影响，所以标准返回轨道设计精度有限，实际落点偏差可能超出精度要求。

发明内容

本发明目的在于提供一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法，解决以往方法未对具体的迭代计算方法进行限定，也未考虑地球椭球、地球自转轴的岁差和章动等带来的偏差影响，标准返回轨道设计精度有限，实际落点偏差可能超出精度的问题。

一种高精度弹道式再入标称返回轨道仿真方法的具体步骤为：

第一步搭建高精度弹道式标称返回轨道设计系统

高精度弹道式标称返回轨道设计系统，包括：再入角确定模块、原运行轨道初步设计模块、离轨时间初步设计模块、原运行轨道仿真模块、过渡段轨道仿真模块、再入段弹道仿真模块和精确迭代求解模块。

再入角确定模块的功能为：根据约束条件和目标函数对再入角进行优化设计。

原运行轨道初步设计模块的功能为：根据理论着陆点位置，对原运行轨道升交点赤经进行初步设计，使其星下点轨迹基本通过理论着陆点，满足返回再入需求。

离轨时间初步设计模块的功能为：根据理论着陆点位置，对航天器离轨时间进行初步设计，使其基本能够返回预定区域。

原运行轨道仿真模块的功能为：对航天器原运行轨道进行精确仿真。

过渡段轨道仿真模块的功能为：根据再入角的要求，精确计算离轨制动速度增量，对航天器制动后过渡段轨道进行精确仿真。

再入段弹道仿真模块的功能为：对航天器再入段弹道进行精确仿真。

精确迭代求解模块的功能为：在初步确定原运行轨道升交点赤经和离轨时间的基础上，进行精确迭代求解，得到落点偏差满足要求的标称返回再入轨道。

第二步再入角确定模块对再入角进行优化设计

再入角确定模块根据约束条件和目标函数，选择再入过程中最大过载、最大动压、最大热流密度或最大总吸热量作为约束条件，在求解不同问题时，目标函数的选取是不尽相同的，选择总吸热量作为目标函数。寻找满足约束条件并能使目标函数取最小值的再入角，为最优再入角。

工程中的约束优化问题在数学形式上描述为：

寻找：X。