[发明专利]一种基于地球大气减速的月地返回飞行器低燃耗捕获方法有效
申请号: | 201910793033.9 | 申请日: | 2019-08-26 |
公开(公告)号: | CN110489905B | 公开(公告)日: | 2021-04-20 |
发明(设计)人: | 乔栋;韩宏伟;杨柳 | 申请(专利权)人: | 北京理工大学 |
主分类号: | G06F30/15 | 分类号: | G06F30/15;G06F119/14 |
代理公司: | 北京正阳理工知识产权代理事务所(普通合伙) 11639 | 代理人: | 邬晓楠 |
地址: | 100081 *** | 国省代码: | 北京;11 |
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摘要: | |||
搜索关键词: | 一种 基于 地球 大气 减速 返回 飞行器 燃耗 捕获 方法 | ||
1.一种基于地球大气减速的月地返回飞行器低燃耗捕获方法,其特征在于:包括如下步骤,
步骤一:建立月地返回飞行器大气飞行过程中的动力学模型;
步骤二:给定地球大气减速飞行的初始状态量;
步骤三:给定关联目标轨道的终端状态约束;
步骤四:根据终端状态获取气动捕获一次入轨机动大小;
步骤五:构建控制参数倾侧角与目标轨道根数之间的非线性关联方程;
步骤六:根据步骤五给定的控制参数,通过动力学模型进行积分得到满足终端状态约束的气动捕获轨迹,进而实现月地返回飞行器低燃耗捕获;
步骤一实现方法为,
月地返回飞行器在地球大气减速飞行过程中的动力学模型为,
其中,r为飞行器在大气飞行过程中的位置矢径大小,V为飞行速度,γ为飞行航迹角;此处记x=[r,V,γ]T;ρ为地球大气密度,S为飞行器参考面积,m为飞行器质量,μ为地球引力常数;CL和CD分别为升力系数和阻力系数;此外,σ为倾侧角,是唯一的控制参数;
步骤二实现方法为,
由于月地返回飞行器是从其飞抵地球大气边缘的瞬时开始的,所以气动捕获的初始状态是确定的,因此,给定初始状态量为x0=[r0,V0,γ0]T;
步骤三实现方法为,
由于经过地球大气减速后,飞行器需要被捕获至目标轨道,因此需要给定终端状态xf=[rf,Vf,γf]T与目标轨道尺寸之间的约束关系;根据终端状态知,出大气后瞬时轨道的远心点位置矢径大小为
其中,ratm为大气边缘位置矢径大小,因此rf=ratm;
大气减速后到飞行器需要进入目标轨道,对于一次脉冲捕获方式,出大气后轨道远心点高度需等于目标轨道远心点高度,即需要满足的终端状态约束为,
ra=raT (3)
其中,raT为目标轨道远心点位置矢径大小;
步骤四实现方法为,
当飞行器到达目标轨道远心点后,还需要施加一次入轨机动,从而将飞行器送入目标轨道,所述入轨机动大小为
其中,rpT为目标轨道近心点位置矢径大小;
步骤五实现方法为,
为了求得满足终端状态约束(3)的月地返回飞行器地球大气减速过程的轨迹和控制参数,需要建立控制参数与约束之间的关联关系;定义E=ra-raT,考虑到该方程与控制参数σ无解析的表达式,所以所构成的是隐式关系,因此为了求解满足E=0对应的控制参数σ,需要通过迭代求解;此处直接采用形式简单且计算效率较快的Newton–Raphson法,也即,在第k+1次迭代时,控制参数σ的值为
其中,E(σ)是控制参数σ与约束之间的关联方程,σ(k)是第k次迭代时,控制参数σ的值,通过有限差分近似;通过式(5)能够在有限步的迭代中得到允许精度下的控制参数σ*的值,即为
σ*={σ(k+1)||E(σ(k+1))|≤ε<|E(σ(k))|} (6)
其中ε是要求的迭代求解精度。
2.如权利要求1所述的一种基于地球大气减速的月地返回飞行器低燃耗捕获方法,其特征在于:步骤六实现方法为,
通过步骤五中的公式(6)给定控制参数,在步骤一给定的动力学模型进行积分得到满足终端状态约束(3)的月地返回气动捕获轨迹,并通过式(4)给出最终入轨所需的脉冲,进而实现月地返回飞行器低燃耗捕获。
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