申请/专利权人：北京控制工程研究所

申请日：2023-11-13

公开（公告）日：2024-01-19

公开（公告）号：CN117228007B

主分类号：B64G1/24

分类号：B64G1/24

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.01.19#授权;2024.01.02#实质审查的生效;2023.12.15#公开

摘要：本发明涉及航天器控制技术领域，特别涉及一种SSO轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置。方法包括：基于目标落点位置、SSO轨道航天器的气动参数、质量特性和当前状态信息，确定航天器的再入点信息；再入点信息包括再入点的高度、航迹倾角和地理纬度；状态信息包括轨道高度、航天器的横向加速度、倾侧角和航迹方位角；基于再入热流、过载约束以及再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；基于再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，解析轨道积分方程是通过对在任一纬度幅角处施加离轨制动速度增量后，对航天器进行离轨轨道特征分析得到的。本发明，可以快速确定离轨策略，响应能力强。

主权项：1.一种SSO轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法，其特征在于，包括：基于目标落点位置、SSO轨道航天器的气动参数、质量特性和当前状态信息，确定所述航天器的再入点信息；所述再入点信息包括再入点的高度、航迹倾角和地理纬度；所述状态信息包括轨道高度、航天器的横向加速度、倾侧角和航迹方位角；所述气动参数包括气动升力和气动阻力；基于再入热流、过载约束以及所述再入点的高度和航迹倾角，确定离轨制动的脉冲速度冲量；基于所述再入点的地理纬度和解析轨道积分方程确定离轨点的纬度幅角，所述解析轨道积分方程是通过对在任一纬度幅角处施加离轨制动速度增量后，对航天器进行离轨轨道特征分析得到的；所述航天器从所述再入点到所述目标落点的飞行过程包括拉起段和平衡滑翔段；所述基于目标落点位置、SSO轨道航天器的气动参数、质量特性和当前状态信息，确定所述航天器的再入点信息，包括：基于目标落点位置、气动参数、质量特性和当前状态信息确定再入点的高度和航迹倾角；基于所述再入点的高度和航迹倾角，确定所述再入点到所述目标落点的标称总航程、标称纵向航程、目标落点相对于当前轨道平面的横向偏差、所述航天器在所述拉起段的纵向飞行距离；所述当前轨道平面为所述航天器飞行至所述再入点时所在的轨道平面；基于所述当前状态信息、所述标称总航程以及所述航天器在拉起段的纵向飞行距离，对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程；基于所述修正后的标称纵向航程和所述目标落点的地理纬度确定所述再入点的地理纬度；所述平衡滑翔段包括近圆弧段和直线飞行段；所述基于所述当前状态信息、所述标称总航程以及所述航天器在拉起段的纵向飞行距离，对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程，包括：基于所述目标落点的标称总航程和所述拉起段的纵向飞行距离确定所述平衡滑翔段的理论航程；基于所述目标落点相对于当前轨道平面的横向偏差和所述平衡滑翔段的飞行航程，确定所述目标落点和所述拉起段的终点的连线与所述当前轨道平面的纵向方向的第一夹角；确定所述航天器在所述近圆弧段的横向加速度和圆弧半径；基于所述第一夹角、所述标称纵向航程、所述近圆弧段的圆弧半径和所述目标落点相对于当前轨道平面的横向偏差确定所述目标落点与所述近圆弧段的终点的连线与所述当前轨道平面的纵向方向的第二夹角；基于所述第一夹角和所述第二夹角计算所述平衡滑翔段的实际航程；基于所述平衡滑翔段的实际航程和所述平衡滑翔段的理论航程之间的修正关系对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程；所述基于所述当前状态信息、所述标称总航程以及所述航天器在拉起段的纵向飞行距离，对所述标称纵向航程进行修正，得到修正后的标称纵向航程的计算过程为：令，则；令： 得到： （1）公式（1）在的区间内为凸问题，利用割线法对公式（1）进行求解得到的数值；基于的数值，计算所述平衡滑翔段的实际航程，具体计算过程为，令： 又由于：；则所述平衡滑翔段的实际航程和所述平衡滑翔段的理论航程之间的修正关系为： 则修正后的标称纵向航程为： 式中，为所述第一夹角；为所述第二夹角；S1为所述平衡滑翔段的理论航程；S0为所述目标落点的标称总航程；L1为所述拉起段的纵向飞行距离；L为航天器的气动升力；H0为ZF点相对于当前轨道平面的横向偏差；H1为Z2点相对于当前轨道平面的横向偏差；为所述近圆弧段的横向加速度；为所述近圆弧段的圆弧半径；为航天器的倾侧角；V1为航天器在Z1点的速度；m为航天器的质量；L2为从Z4点到Z5点的纵向距离；L3为从Z1点到Z4点的纵向距离；L0为所述再入点到所述目标落点的标称纵向航程；为修正后的标称纵向航程；ZF点为目标落点、ZS点为再入点、Z1点为所述拉起段的终点和所述述近圆弧段的起点、Z2点为所述近圆弧段的终点和所述直线飞行段的起点；Z4点为所述ZF点与Z2点连线的延长线与当前轨道平面的纵向方向的交点；Z5点为所述ZF点在当前轨道平面的纵向投影点；为所述平衡滑翔段的实际航程；为所述平衡滑翔段的实际航程和所述平衡滑翔段的理论航程S1之间的修正系数。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 北京控制工程研究所 SSO轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD