[发明专利]航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法

权利要求书

1.一种航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法，包括以下步骤：

a.确定航天器入轨条件和航天器终端约束条件；

b.确定航天器变轨规划变量和规划约束；

c.建立大椭圆高速再入返回的变轨规划方程；

d.对航天器进行变轨规划，计算变轨参数；

e.根据航天器初始轨道和所述变轨参数进行轨道预报；

f.计算航天器再入航程，得出再入航程差；

g.将所述再入航程差反馈至所述变轨规划；

h.重复步骤b～步骤g，采用非线性规划迭代求解所需轨道及变轨参数序列；

所述航天器入轨条件包括航天器入轨轨道六要素；

所述航天器入轨轨道六要素为：半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和真近点角；

所述航天器终端约束条件包括：返回再入角、再入段期望航程和返回落点；

在所述b步骤中，所述规划约束包括推进剂约束、飞行时间约束和观测约束；

所述推进剂约束可表示为下式(1)：

其中，n为可调整的变轨次数，m_i为每次变轨的推进剂消耗，M为变轨允许使用的推进剂；

所述飞行时间约束可表示为下式(2)：

t_f-t₀≤T

其中，t₀为航天器入轨时刻，t_f为再入时刻，T为允许航天器的最长在轨飞行时间；

所述观测约束可表示为下式(3)：

t_imin≤t_i≤t_imax(i＝1，2，…，n)

其中，t_imin为允许的最早变轨发动机开机时刻，t_imax为允许的最晚变轨发动机开机时刻；

在所述c步骤中，变轨规划方程包括：

从大椭圆轨道返回预定落点的变轨规划方程，其可表示为下式(4)：

f₁(σ₀，X₁)＝[λ_aimB_aim]^T

其中，σ₀为变轨规划的初始轨道参数，X₁为变轨规划变量，λ_aim为航天器返回落点经度，B_aim为航天器返回落点地理纬度，f₁表示返回落点与初始轨道条件及变轨规划变量X₁的关系方程；

再入角与制动开机时刻和制动时长的关系方程，其可表示为下式(5)：

f₂(t_n，t_ni)＝θ_e

其中，t_n为制动开机时刻，t_ni为制动时长，再入角与制动开机时刻和制动时长的关系方程用f₂表示；

所述再入航程与期望再入航程的偏差可表示为式(6)：△S＝(ω₃₀-ω_d)R；

其中，ω₃₀为再入段航程角，ω_d为期望的再入段航程角，R为再入段航程参考半径；

采用拱线规划方法迭代计算所需轨道及变轨参数序列；

拱线调整量增量通过下式(7)计算：

△ω₁＝K·△S

其中，K为再入段航程反馈系数，0K≤1/R，K＝1/R时收敛速度最快。