[发明专利]一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法

摘要

本发明提出一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，根据返回器分离后的飞行姿态和姿态机动能力，确定服务平台和返回器分离的基准姿态；在基准姿态的基础上，分析服务平台和返回器的测控条件、服务平台和返回器的分离安全性、服务平台星敏感器可用性的要求等约束条件，最后综合考虑分离后飞行姿态、探测器测控条件、探测器供电要求、分离安全性和星敏感器的要求，给出满足要求的服务平台和返回器的分离姿态范围，满足了返回器再入过程中的高精度自主导航、可靠分离及安全再入的要求。

主权项

1.一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，其特征在于，包括以下步骤：1)根据返回器分离后的飞行姿态确定服务平台与返回器的分离姿态：依据返回器分离后飞行姿态既定参数包括惯性测量单元在所述的返回器分离后飞行姿态机动过程中输出误差、所述的返回器分离后飞行姿态机动角速度以及返回器分离后飞行姿态预估的最大允许偏差，计算得到服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的最大偏差角度，所述的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度在0°至所述的最大偏差角度范围内调整，以确保所述的服务平台与返回器的分离姿态与返回器分离后要求的飞行姿态接近；2)确定测控条件：以分离后返回器的飞行姿态为基准，在步骤1)中确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态偏差角范围内计算服务平台测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角、返回器测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角，将服务平台测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角和已知的服务平台测控天线的波束角比较，同时将返回器测控天线轴向与返回器‑地面站矢量的夹角和已知的返回器测控天线波束角比较，确认测控天线的可用性，确保服务平台与返回器分离姿态建立后，服务平台和返回器与地面测控站通信，测控天线与地面站间无遮挡；3)在步骤1)所确定的服务平台与返回器的分离姿态和所述的返回器分离后飞行姿态的偏差角度范围内分析供配电能力：通过对服务平台系统功率计算，得出服务平台太阳电池阵具备的最小发电能力，根据已知的服务平台太阳电池阵的最大发电能力，计算得到太阳矢量与服务平台太阳电池阵法向的最大夹角，考虑服务平台太阳电池阵转动情况，计算得到服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最小值，服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角最大值，所述的服务平台太阳电池阵转轴方向与太阳矢量的夹角范围在所述的最小值和最大值范围内，以确保服务平台和返回器分离姿态建立后，保证服务平台具有一定的发电能力，确保分离过程中的能源供应；4)服务平台与返回器分离安全性分析：根据探测器飞行轨道，按照返回器分离后飞行姿态并考虑对应的偏差角范围，给出服务平台和返回器的分离方向在地心赤道惯性坐标系中的指向，根据服务平台和返回器分离的相对速度，计算得到服务平台分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量以及返回器分离后相对地心赤道惯性坐标系的位置矢量、速度矢量；根据返回器分离后的位置矢量、速度矢量，利用轨道计算得到返回器到达再入点的时刻和再入点的位置矢量，计算得到所述的再入点时刻服务平台的位置矢量，最终计算得到服务平台相对于返回器的距离；将所述的服务平台相对于返回器的距离与要求的安全距离进行比较，判断出服务平台与返回器分离的安全性；5)星敏感器的杂散光抑制要求分析，通过服务平台星敏感器光轴矢量与地球、月球和太阳矢量的夹角的分析，确保地球月球的反射光和太阳光线不会进入服务平台星敏感器杂散光抑制角的范围内：已知服务平台星敏感器杂散光抑制角为a，服务平台星敏感器光轴矢量与太阳矢量夹角为b₁，与服务平台‑地球矢量夹角为b₂，地球相对服务平台的半张角为c₁，与服务平台‑月球矢量夹角为b₃，月球相对服务平台的半张角为c₂，当至少两个服务平台星敏感器光轴矢量满足如下要求时，服务平台和返回器分离姿态保证星敏感器不受杂散光的影响：b1＞a并且b2＞a+c1并且b3＞a+c2  ①；6)根据步骤1)至步骤5)的分析结果，确定了服务平台和返回器的分离姿态。