[发明专利]一种短航程低过载的再入轨迹设计方法

说明书

本发明公开了一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，考虑对于以接近第二宇宙速度再入大气的飞行器再入过程，引进大升阻比航天器滑翔式再入的概念。首先设定初始下降段常值倾侧角飞行，在滑翔段和末端引入轨迹参数对轨迹进行描述；然后根据轨迹参数与控制指令倾侧角的关系，得到需求的控制指令；为实现低过载，引入过载限制，当过载超出一定范围时，通过适当减小倾侧角来保证过载不超过最大限制的要求；最后通过校正初始下降段倾侧角，实现不同航程任务需求。

技术领域

本发明涉及轨迹规划技术，属于飞行器再入制导领域，可应用于小升阻比的再入航天器再入大气层过程的制导策略中，对于设计的此类再入轨迹，因为其航程短和过载低的特点，对现有载人飞船应急返回过程有一定参考价值。

背景技术

探月返回器以第二宇宙速度再入大气层，面临剧烈的热约束问题，对于载人返回器，对应的过载约束、落点精度要求更高。现有的地球大气再入方式主要有弹道式再入、弹道-升力式再入、升力式再入。对于载人探月返回器主要以弹道- 升力式中的跳跃式再入方法实现返回过程，在升力作用下再次冲出大气层，做一段弹道式飞行后，再一次进入大气层的返回再入。通过跳跃式再入可以使得飞船再入的可设计航程范围变宽、再入最大过载和热流变小，但是对于应急需要以短航程快速返回的情况，存在再入时间长，总吸热量大的问题。现有的以弹道式再入的应急返回方式虽然比较简单，但存在再入过载较大，可能达到7～13g，返回舱着陆点散布范围大的问题。

再入轨迹规划是指按照一定的方法，规划出一条满足再入过程约束和再入终端约束的轨迹。现有轨迹规划技术主要侧重于轨迹规划的最优性和快速性上，即分为离线最优轨迹规划和在线快速轨迹规划技术。在再入最优轨迹规划方面，主要体现在优化方法的发展，以邻近极值法、多重打靶法等为代表的间接法，和以配点法、伪谱法等为代表的直接法。在快速轨迹规划上，主要研究如何提高轨迹规划速度，由离线轨迹规划向在线轨迹规划发展和如何拓展轨迹维度，由二维轨迹向三维轨迹发展的问题。

发明内容

本发明的目的是，针对现有再入方式存在的问题，通过引入大升阻比飞行器中滑翔飞行的概念，通过设定滑翔段轨迹形式，提供一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，为载人探月飞船再入返回提供一种应急返回弹道。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种短航程低过载的再入轨迹设计方法，包括以下步骤：

Step1：在地球圆球(r＝R₀+h)假设，大气密度指数模型(ρ＝ρ₀e^-βh)假设下，以高度为自变量的再入运动方程描述形式如下：

其中v为相对地球的速度大小，为当地速度倾角，ψ为速度方位角，r为地心距，h为飞行器高度，λ、分别为地心经度、地心纬度，σ为倾侧角，m为飞行器质量；ρ为大气密度；S_ref为飞行器参考面积；C_L、C_D分别为飞行器的气动升力系数和气动阻力系数，R₀为地球平均半径，ω为地球自转角速度。其余符号下标0代表再入点初始值或标准值，下标f代表再入终端点的值，下标id代表初始下降段参数，gf代表滑翔段参数；为方便进行解析推导，引入如下记号：

Step2：初始下降段以常值倾侧角飞行，代入到运动方程的第四式，积分得到速度倾角

上式中，Ω_id为满足初始再入状态的积分常数，计算公式如下：

将代入到运动方程的第三式，积分得到速度与高度的关系：