一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法
【专利摘要】本发明一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，通过该方法可获得风场使乘降落伞下降的返回舱漂移而引起的着陆点偏差，将该偏差量以参数形式注入载人飞船，使得飞船的落点精度不受风场的影响。本发明设计以工作模式为依据划分算法求解流程，流程由多个特征计算模块组成，模块均使用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，细化工作模块的求解控制。通过对多个特征计算模块集成求解流程的执行，获得减速着陆工作段精确的风漂偏差，解决了飞船开伞后由于风场变化、工作模式等导致落点精度发生偏差的问题。本发明可应用于航天器减速着陆系统工作段的落点精度风修控制。
【专利说明】一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法
【技术领域】
[0001]本专利属于航天器系统设计领域，涉及一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，适用于航天器减速着陆系统的风修正精确计算。
【背景技术】
[0002]对于载人航天器而言，返回舱的落点要求较其他无人航天器更高，落点的精度控制涉及到落区的选择、航天员的搜救、着陆后的地面保障等一系列问题。
[0003]而使用降落伞柔性结构作为减速装置，在其工作阶段受当地风场的影响较大，这就要求在载人飞船返回舱返回时，对降落伞系工作段实施风修正。且由于载人飞船回收着陆系统的工作模式多样，降落伞系组成较一般航天器也复杂的多，导致其特定模式下的降落伞系工作阶段也比较多，这样的多工作模式下的风修正计算对精度的要求就更高。
[0004]在工程应用中，对减速着陆系统的落点风修正计算，通常的做法是采用飞行力学弹道公式简单估算落点偏差，不考虑阻力特征变化与工作阶段的匹配问题，采用此种方法对多工作模式多工作阶段的减速着陆系统的落点风修正精度难以保证，偏差较大。
【发明内容】
[0005]本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提供一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，解决航天器减速着陆段多工作模式的风修正技术，即提高多工作模式多工作阶段导致对风修正的精度要求，以及提高对落点精度的控制。
[0006]本发明的技术方案是:一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，步骤如下:
[0007]1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点tv着陆场高程值h，确定待分析任务风修正高度范围；测量获得着陆场高程值h，风向角α，风速w;
[0008]2)获得待分析任务航天器返回舱的初始速度uQ、初始方位角Α、弹道倾角Θ、地球半径值r以及理论着陆点经玮度λρ (Κ，依据航天器返回舱减速着陆系统遥测参数，确定待分析任务的工作模式；所述航天器返回舱减速着陆系统遥测参数包括减速着陆系统开关参数、开伞状态判别参数；
[0009]3)根据减速着陆系统方案设计的功能要求、减速效能指标及系统布局，确认减速着陆系统的降落伞系组成，得到对应待分析任务工作模式下包含的工作阶段，包括降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满阶段；
[0010]4)确定对应待分析任务工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数IV即获得单舱、弹伞舱盖、拉伞各工作特征时刻的质量参数值；
[0011]5)计算获得降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满上述各工作阶段的特征时间tp ;
[0012]6)采用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，确定各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CDS)p ;
[0013]7)将所得到的包含高程值h、风向角α、风速w的着陆场气象参数值，包含初始速度叫、初始方位角A、弹道倾角Θ、地球半径r以及理论着陆点经度λ。、玮度(Κ的航天器返回舱返回再入参数，各工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数ffli，不同工作阶段的特征时间tp，不同工作阶段的降落伞阻力特征参数(CDS)p，带入到降落伞系各工作阶段特征动力学计算程序中，得到各工作阶段的航向风修正量ARU和横向风修正量ΛΖρ根据待分析任务工作模式包含的工作阶段数，求和各工作阶段下的ARU和AZi，其中ARU和ΔΖ^应于第i个工作阶段；进而得到待分析任务工作模式下的风修正量Λ、和ΛΖ ;
[0014]8)根据公式 Δ λ = - ( Δ RLsinA+Δ ZcosA) / [cos ( Φ 0+Δ φ) (r+hj ]，Δφ=-(Δ RlcosA- Δ ZsinA) / (r+h^计算得到待分析任务风修正的经玮度偏差量Δ λ、Δ φ ；其中，该工作模式下航向风修正量；ΔΖ为该工作模式下横向风修正量;Α为初始方位角；r为地球半径九为着陆场高程值；Φ 为理论着陆点玮度；
[0015]9)将本方法计算得到的该经玮度偏差量Λ λ、Λ φ作为航天器的注入参数，发送给航天器控制系统，对落点进行精确控制。
[0016]所述步骤5)中各工作阶段的特征时间tp的具体确定方法为:伞系拉直特征时间tPp收口充满特征时间tps、全充满特征时间tpM由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，伞系收口充气特征时间tpc= 8.0\0。/>#[(0^^/((^)?」1/2，解除收口充气特征时间tPj= 2.0XD0/vPjX [l_(CDS)ps/(CDS)pM]1/2;其中vp c表示伞系收口充气开始时刻的舱伞系统速度表示伞系解除收口充气开始时刻的舱伞系统速度表示伞系名义直径；(CDS)ps表示伞系收口阻力特征参数；(CDS)pM表示伞系充满阻力特征参数。
[0017]所述步骤6)中各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CDS)p的具体确定方法为:伞系拉直阻力特征参数(CdS)Pl、伞系收口阻力特征参数(CDS)ps、伞系充满阻力特征参数(cDs)pM由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，伞系收口充气阻力特征参数(CDS)pc= [((CDS)ps-(CDS)pL)/tpJX (t-tpL) + (CDS)pL，伞系解除收口充气阻力特征参数(CDS)Pj= [((CDS)pM-(CDS)ps)/tp/]X (t-tpL)2+(CDS)ps;其中，t 表示伞系当前工作时刻；tpL表示伞系拉直时刻；tp。表示伞系收口充气时刻；tp τ表示伞系解除收口充气开始时刻；(CDS)pL表示伞系拉直阻力特征参数；(CDS)pc表示伞系收口充气阻力特征参数；(CDS)ps表示伞系收口阻力特征参数；表示伞系解除收口充气阻力特征参数；(CDS) pM表示伞系充满阻力特征参数。
[0018]本发明与现有技术相比的积极效果:
[0019]1、本发明提出了一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正计算方法，在载人航天工程中的应用证明了该方法的有效性；
[0020]2、本发明利用阻力特征参数匹配方法对各个工作阶段进行求解，利用工作模式与工作阶段分解实现了多工作模式下的精确风修；
[0021]3、当工作模式中包含的伞系增加，工作阶段增多，本发明可扩展算法求解流程，依步嵌套实现求解，从而有利于提高航天器风修正的可靠性和落点偏差量控制；
[0022]4、该多工作模式的风修正计算方法简单易行，可以用于其他航天器减速着陆系统设计领域。
【专利附图】
【附图说明】
[0023]图1本发明方法流程示意图；
[0024]图2本发明的工作条件及原理示意图。
【具体实施方式】
[0025]如图1所示为本发明流程图，下面对本发明方法作进一步说明。
[0026](1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点tv着陆场高程值h，确定待分析任务风修正高度范围，测量获得着陆场气象参数值，包含高程值h，风向角α，风速w;
[0027](2)获得待分析任务航天器返回舱返回再入参数，包含初始速度U(l，初始方位角Α，弹道倾角Θ，地球半径r以及理论着陆点经度λ。、玮度，并依据航天器返回舱减速着陆系统遥测参数，包含减速着陆系统开关参数、开伞状态判别参数，确定待分析任务的工作模式，是正常返回模式，还是救生模式；
[0028](3)由减速着陆系统方案设计的功能要求，减速效能指标及系统布局组成，给出减速着陆系统的降落伞系组成，是单主伞系，还是减速伞+主伞系，还是引导伞+减速伞+主伞系；根据降落伞系组成和工作模式，确定得到减速着陆系统不同工作模式下包含的工作阶段，包含拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满阶段；
[0029](4)确定各工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数IV即获得返回舱单舱、弹伞舱盖、拉伞各工作特征时刻的质量参数值；
[0030](5)获得降落伞系各工作阶段特征时间tp。其中，伞系拉直特征时间tpp收口充满特征时间tps、全充满特征时间tpM由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，而伞系收口充气特征时间tp。、解除收口充气特征时间tpT由公式给出。
[0031]伞系收口充气特征时间tpc= 8.0 XD 0/vpcX [ (CDS) ps/ (CDS) pM]1/2
[0032]解除收口充气特征时间tPj= 2.0XD0/vPjX [1_(CDS)ps/(CDS)pM]1/2
[0033]其中，各个符号代表如下:
[0034]vp。:伞系收口充气开始时刻的舱伞系统速度；
[0035]vpy伞系解除收口充气开始时刻的舱伞系统速度；
[0036]D。:伞系名义直径；
[0037](CDS)ps:伞系收口阻力特征参数；
[0038](CDS)pM:伞系充满阻力特征参数。
[0039](6)对应减速着陆系统伞系各工作阶段，采用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，确定不同工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CDS)p。其中，伞系拉直阻力特征参数(CdS)Pl、伞系收口阻力特征参数(CDS)ps、伞系充满阻力特征参数(CDS)pM由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，而伞系收口充气阻力特征参数(CDS)p。、伞系解除收口充气阻力特征参数(CDS)p:由公式给出。
[0040](CDS) pc= [ ((C DS) ps- (CDS) pL) /tpc] X (t_tpL) + (CDS) pL[0041 ] (CDS) Pj= [ ((C DS) pM- (CDS) ps) /tp/] X (t_tpL) 2+ (CDS) ps
[0042]其中，各个符号代表如下:
[0043]t:伞系当前工作时刻；
[0044]tpu伞系拉直时刻；
[0045]tpc:伞系收口充气时刻；
[0046]tpp伞系解除收口充气开始时刻；
[0047](CDS)pL:伞系拉直阻力特征参数；
[0048](CDS)pc:伞系收口充气阻力特征参数；
[0049](CDS)ps:伞系收口阻力特征参数；
[0050](CDS)pJ:伞系解除收口充气阻力特征参数；
[0051](CDS)pM:伞系充满阻力特征参数。
[0052](7)将所得到的着陆场气象参数值，包含高程值h，风向角α，风速w ;航天器返回舱返回再入参数，包含初始速度％，初始方位角Α，弹道倾角Θ，地球半径r以及理论着陆点经度λ。、玮度(Κ;各工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数mi;不同工作阶段的特征时间tp，不同工作阶段的降落伞阻力特征参数(CDS)p ;上述所有参数值，引入到伞系各工作阶段特征动力学计算程序中，得到各工作阶段的航向风修正量和横向风修正量ΔΖ，依据该工作模式包含的工作阶段数，求和各工作阶段下的ARU和AZi(ARu* AZi对应于第i个工作阶段)，进而得到该种工作模式下的ARjP ΛΖ，以此类推即可以得到多工作模式下的风修正量；
[0053](8)根据公式计算得到待分析任务风修正的经玮度偏差量Λ λ、Λ φ。
[0054]Δ λ = - ( Δ RLsinA+Δ ZcosA) / [cos ( Φ 0+Δ φ) (r+h^ ]
[0055]Δ φ = -( Δ RLcosA_ Δ ZsinA) / (r+h)
[0056]其中，各个符号代表如下:
[0057]Δ 该工作模式下航向风修正量；
[0058]Δ Z:该工作模式下横向风修正量；
[0059]A:初始方位角；
[0060]r:地球半径；
[0061]h1:着陆场高程值；
[0062]Φ。:理论着陆点玮度。
[0063]将本方法计算得到的该经玮度偏差量Λ λ、Λ φ作为航天器的注入参数，交由航天器控制系统，以达到对落点精确控制的目的。
[0064]如图2所示，下面以某载人航天器减速着陆系统为例，对其风修正的计算方法如下:
[0065]1)根据某载人航天器减速着陆系统开伞瞄准点&= 11000m，着陆场高程值h 1 =1305m，确定了风修正高度范围；并测量获得着陆场高程值h，风向角α，风速w;
[0066]2)获得某载人航天器返回舱的初始速度uQ= 184.69m/s、初始方位角A =77.1487deg、弹道倾角Θ = -60.4295deg、地球半径值r = 6371004m以及理论着陆点经玮度λ 0= 111.43deg、Φ 0= 42.35deg，依据航天器返回舱减速着陆系统遥测参数，判定该工作模式为正常返回模式；
[0067]3)确认减速着陆系统的降落伞系组成包含减速伞组件(J)与主伞组件(Z)，其中减速伞组件工作阶段包含拉直(L)、收口(S)、解除收口充满(J)，主伞组件包含拉直(L)、收口充气(C)、收口充满(S)、解除收口充气(J)、主伞全充满(M)。则该工作模式下包含2种降落伞组件8个工作阶段组成；
[0068]4)确定正常返回模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数IV即获得单舱的质量参数叫二 3186.83kg、弹伞舱盖的质量参数1112= 3148.83kg、脱减速伞的质量参数m3=3131.33kg ；
[0069]5)获得减速伞拉直、收口充气、解除收口充满；主伞拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满上述各工作阶段的特征时间tp ；
[0070]6)计算得到减速伞、主伞各阶段的阻力特征参数(CDS)p ;
[0071]7)将1)?6)中所得到的上述参数值，引入到伞系各工作阶段特征动力学计算程序中，计算得到减速伞组件工作阶段的偏移量分别为Δ ^和Λ Ζ 减速伞拉直)、Λ Rljs和Δ ZJS (减速伞收口)、Δ Rljj^P ΔΖπ(减速伞解除收口充满)；主伞组件工作阶段的偏移量分别为Λ Rlzl^P AZzl(主伞拉直)、Λ IW和AZzc(主伞收口充气)、△ &zs和Δ Z zs (主伞收口充满)、Δ Rlzj^P AZzj(主伞解除收口充气)、Δ RlZM和ΔΖζμ(主伞全充满)。
[0072]则正常返回工作模式下，返回舱落点的风修正偏移量分别为Λ&( Σ ( Δ Rlj,Δ Rlz)) = 9429.lm, ΔΖ(Σ (ΔΖΡ ΔΖζ)) = 7299.4m。
[0073]8)根据公式 Δ λ = -( Δ RLsinA+Δ ZcosA) / [cos ( Φ 0+Δ φ) (r+hj ]，Δφ=-(Δ RlcosA- Δ ZsinA) / (r+h^
[0074]计算得到风修正的经玮度偏差量:
[0075]Δ λ =-0.1316deg,
[0076]Δ φ = 0.0451dego
[0077]将计算得到的该经玮度偏差量Λ λ、Λ φ作为航天器的注入参数，交由航天器控制系统，以达到对落点精确控制的目的。
[0078]本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
【权利要求】
1.一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，其特征在于步骤如下: 1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点tv着陆场高程值hi，确定待分析任务风修正高度范围；测量获得着陆场高程值h，风向角α，风速W; 2)获得待分析任务航天器返回舱的初始速度Utl、初始方位角Α、弹道倾角Θ、地球半径值r以及理论着陆点经玮度λρ (K，依据航天器返回舱减速着陆系统遥测参数，确定待分析任务的工作模式；所述航天器返回舱减速着陆系统遥测参数包括减速着陆系统开关参数、开伞状态判别参数； 3)根据减速着陆系统方案设计的功能要求、减速效能指标及系统布局，确认减速着陆系统的降落伞系组成，得到对应待分析任务工作模式下包含的工作阶段，包括降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满阶段； 4)确定对应待分析任务工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数IV即获得单舱、弹伞舱盖、拉伞各工作特征时刻的质量参数值； 5)计算获得降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满上述各工作阶段的特征时间tp ； 6)采用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，确定各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CdS)p ; 7)将所得到的包含高程值h、风向角α、风速w的着陆场气象参数值，包含初始速度U(l、初始方位角A、弹道倾角Θ、地球半径r以及理论着陆点经度Ac1、玮度(K的航天器返回舱返回再入参数，各工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数IV不同工作阶段的特征时间tp，不同工作阶段的降落伞阻力特征参数(CDS)p，带入到降落伞系各工作阶段特征动力学计算程序中，得到各工作阶段的航向风修正量ARu和横向风修正量AZi，根据待分析任务工作模式包含的工作阶段数，求和各工作阶段下的ARu和Λ Zi，其中Λ Ru和Δ ZJf应于第i个工作阶段；进而得到待分析任务工作模式下的风修正量AR#AZ; 8)根据公式Δλ = - ( Δ RLsinA+ Δ ZcosA) / [cos ( Φ 0+ Δ φ ) (r+h^ ], Δ φ=-(Δ RlCosA- Δ ZsinA) / (r+h^计算得到待分析任务风修正的经玮度偏差量Δ λ、Δ φ ；其中，该工作模式下航向风修正量；ΔΖ为该工作模式下横向风修正量;A为初始方位角；r为地球半径九为着陆场高程值；Φ C1为理论着陆点玮度； 9)将本方法计算得到的该经玮度偏差量△λ、△ φ作为航天器的注入参数，发送给航天器控制系统，对落点进行精确控制。
2.根据权利要求1所述的一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，其特征在于:所述步骤5)中各工作阶段的特征时间tp的具体确定方法为:伞系拉直特征时间tPp收口充满特征时间tps、全充满特征时间tpM由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，伞系收口充气特征时间tpc= 8.0XDQ/VpcX [(CdS)ps/(CdS)pM]1/2，解除收口充气特征时间tPj= 2.0XDcApjX [1-(CdS)ps/(CDS)pM]1/2;其中vp c表示伞系收口充气开始时刻的舱伞系统速度WPj表示伞系解除收口充气开始时刻的舱伞系统速度表示伞系名义直径；(CdS) ps表示伞系收口阻力特征参数；(CdS) ρΜ表示伞系充满阻力特征参数。
3.根据权利要求1所述的一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，其特征在于:所述步骤6)中各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CdS)p的具体确定方法为:伞系拉直阻力特征参数(CdS)Pl、伞系收口阻力特征参数(CdS)Ps、伞系充满阻力特征参数(CdS)Pm由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，伞系收口充气阻力特征参数(CDS)pc= [( (CdS)Ps-(CdS)pL)/tpJ X (t_tpL) +(CDS)pL，伞系解除收 口充气阻力特征参数(CdS)Pj= [((CDS)pM-(CDS)ps)/tp/]X (t-tpL)2+(CDS)ps;其中，t 表示伞系当前工作时刻；tpL表示伞系拉直时刻；tp。表示伞系收口充气时刻；tp τ表示伞系解除收口充气开始时刻；(CdS)P^表示伞系拉直阻力特征参数；(CDS)pc表示伞系收口充气阻力特征参数；(CdS)ps表示伞系收口阻力特征参数；(CdS)Pj表示伞系解除收口充气阻力特征参数；(CdS) Pm表示伞系充满阻力特征参数。
【文档编号】B64G1/62GK104477416SQ201410725468
【公开日】2015年4月1日 申请日期:2014年12月3日 优先权日:2014年12月3日
【发明者】贾贺, 高树义, 荣伟, 吴世通, 雷江利, 卢齐跃 申请人:北京空间机电研究所