[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

权利要求书

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；C_L和C_D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x_f＝[r_f,V_f,γ_f]^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，r_atm为大气边缘位置矢径大小，因此r_f＝r_atm；

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，

r_a＝r_a^T (3)

其中，r_a^T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，r_p^T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＝r_a-r_a^T，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。