本发明涉及一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法，属于航天器飞行器制导控制领域。
背景技术：
：航天飞行器在由基础级运载火箭送入相应的轨道后(低轨或者亚轨道)，完成后续空间任务。如果基础级火箭发生非致命性故障(如推进剂耗尽关机、推力下降等)，不能将航天飞行器送入预定轨道或者区域，或者由于特殊情况需要改变航天飞行器的目标轨道改变原有飞行轨迹。对于运载火箭来说，地面测控系统只能被动接受运载火箭的遥测信息，无法干预运载火箭的飞行过程；运载火箭发生故障后，只能使用运载火箭起飞前装订的故障预案实施保护飞行，不能进行故障状态下的最优飞行；而且无法执行临时改变目标轨道的飞行任务。卫星具有较好的测控条件，测控盲区较少，可以随时通过测控系统干预后续的飞行，在地面规划整个变轨策略，整个变轨过程都是通过地面遥控来实施。相对于卫星和运载火箭，如何利用航天飞行器的天地通讯功能，将航天飞行器当前状态传回地面，地面设计人员利用传回的状态信息计算出新的目标轨道，再通过天地通讯功能将新的目标轨道发送给航天飞行器，航天飞行器根据接收的信息，规划后续的变轨策略，是本领域亟待解决的技术问题。技术实现要素：本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法，增加天地通讯功能，干预航天飞行器的飞行过程，自主实施后续的飞行计划。本发明目的通过如下技术方案予以实现：提供一种基于天地通讯的航天飞行器轨道规划方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)当基础级火箭发生故障，或者需要航天飞行器进入新目标轨道时，在航天飞行器进入滑行状态后，地面测控系统接收滑行段的飞行状态信息，如果接收不到飞行状态信息，则继续接收滑行段第10～1000s飞行状态信息进行替换；飞行状态信息包括如下数据：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器的控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]；(2)地面测控系统读取航天飞行器预测点火时间为tyd；(3)地面测控系统生成新的上传参数，并在预测点火时间tyd前1000s之前将新的上传参数发送给航天飞行器；(4)航天飞行器在收到新的上传参数，利用上传参数预报航天器发动机点火时间；并将点火时间发送至地面测控系统，地面测控系统确定该点火时间和需要制导律序号对应的制导律的合理性，如果认为点火时间和制导律合理，则发送确认信息，按新的目标轨道飞行，如果地面测控系统认为点火时间和制导律不合理，则重新规划并再次发送上传参数，航天飞行器利用再次发送的上传参数再次确定点火时间，地面测控系统再次确定该点火时间的合理性，直至地面测控系统认为点火时间合理，并发送确认信息；(5)到达实际点火点，按照航天飞行器规划的最终接收的上传信息中制导律序号对应的制导律和关机量，实施主动段控制，直到入轨关机。优选的，地面测控系统生成新的目标轨道参数包括点火点地心距ηd，点火点真近点角fd，目标轨道半长轴aaim，目标轨道偏心率eaim，目标轨道轨道倾角iaim，目标轨道近地点幅角ωaim，目标轨道升交点赤经Ωaim，目标轨道真近点角faim，需要制导律序号j，适用关机量Kw。优选的，适用关机量Kw包括半长轴、地心距、轨道倾角、升交点赤经、经度和纬度。优选的，制导律包括正推力矢量、反推力矢量、迭代制导和轨道异面机动；制导律按序号排列装订在航天飞行器上。优选的，利用上传参数预报航天器发动机点火时间的方法为：利用ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]和轨道动力学公式推算torb时刻的地心距ηorb和真近点角forb，依次计算orb＝1，orb＝2…的地心距ηorb和真近点角forb，直至出现某一时刻tk，满足ηk-ηd≥0或fk-fd≥0，则tk即为点火时间。本发明与现有技术相比具有如下优点：(1)本发明实现消除基础级非致命故障带来的风险，保证有效载荷还能进入工作轨道；实现了故障状态下的最优目标轨道选取。(2)本发明通过在一个测控弧段内的目标轨道上传，减少了后续测控弧段的通讯需求，降低了对地面测控系统的过渡依赖，在有限的测控弧段完成任务。只需要利用天地通讯功能将新的目标轨道进行上传，后续的变轨策略，由航天飞行器自主实施，即使变轨段在测控盲区，也不会影响后续变轨计划，进入新的目标轨道。(3)本发明可根据任务临时变化情况改变目标轨道，减少大量地面工作，增加任务的灵活性。。附图说明图1为本发明弹道重规划流程示意图。具体实施方式本发明弹道重规划具体步骤如下：(1)如果基础级发生故障，或者需要航天飞行器进入新目标轨道，在航天飞行器进入滑行状态后，地面测控系统开始接收飞行器下传的滑行段的飞行状态信息，如果接收不到飞行状态信息，可以继续接收第10s～1000s任意时刻的飞行状态信息进行替换。飞行状态信息包括如下数据：距离起飞时刻的相对时间ts，航天飞行器控制系统坐标系ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]。(2)地面测控系统读取飞行器预测点火时间为tyd；(3)地面测控系统生成目标轨道参数，并在预测点火时间tyd前1000s之前将生成目标轨道参数发送给飞行器。上传参数如下：表1弹道重规划上传参数常用的关机量为，半长轴、地心距、轨道倾角、升交点赤经、经度和纬度等。常用的制导律为正推力矢量、反推力矢量、迭代制导和轨道异面机动等。(4)航天飞行器在收到上传目标轨道参数后，利用新的目标轨道参数确定变轨策略，变轨策略包含规划点火时间。规划完成后，下传变轨策略至地面测控系统，地面测控系统确定变轨策略的合理性，同意变轨策略后，返回确认信息，按新新的目标轨道飞行，如果地面测控系统不同意该变轨策略，则重新规划并上传参数，利用再次上传的目标轨道参数再次确定变轨策略的合理性，直至地面测控系统同意变轨策略。变轨策略包含规划点火时间的确定方法为：利用ts时刻的速度[Vx，Vy，Vz]和位置[x，y，z]和轨道动力学公式推算torb时刻的地心距ηorb和真近点角forb，依次计算orb＝1，orb＝2…直至出现某一时刻tk，满足ηk-ηd≥0或fk-fd≥0，则tk即为点火时间。得到在ts时刻空间飞行器的速度信息Vx，Vy，Vz和空间飞行器的位置信息x，y，z；torb＝torb-1+Torb，其中t0＝ts(1)rxorb＝xorb+R0xryorb＝yorb+R0yrzorb＝zorb+R0zΩx＝cosB0·cosA0Ωy＝sinB0Ωz＝-cosB0·sinA0Zc＝Ωx·rxorb+Ωy·ryorb+Ωz·rzorb式中，torb-1为初始时刻，torb为初始时刻的下一时刻，Torb为推算步长，Vx,orb，Vy,orb，Vz,orb为时刻torb空间飞行器的速度，xorb，yorb，zorb为时刻torb空间飞行器的位置；gx,orb-1、gy,orb-1、gz,orb-1为初始时刻torb-1空间飞行器所受到的地球引力；gx,orb、gy,orb、gz,orb为时刻torb空间飞行器所受到的地球引力；R0x、R0y、R0z为空间飞行器发射点地心矢径分量；rxorb、ryorb、rzorb、Zc、Ωx、Ωy、Ωz、sinφdx为中间变量；Ra为地球赤道半径，Ra＝6378140m；A0为发射射向，B0为发射点纬度；fM为地球引力常数，fM＝3986005×108m3/s2，J为地球引力系数，J＝0.001623945；利用xorb，yorb，zorb，Vx,orb，Vy,orb，Vz,orb，torb采用传统的轨道动力学公式计算torb时刻的地心距ηorb和真近点角forb，依次计算orb＝1，orb＝2…直至出现某一时刻tk，满足ηk-ηd≥0或fk-fd≥0，则tk即为点火时间。地面测控系统接收到点火时间后利用需要的制导律和适用关机量计算入轨后的轨道参数，包括a、e、i、ω、Ω、f，分别表示可能的半长轴、离心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角；计算入轨偏差是否满足要求，如果|a-aaim|≤Δa、|e-eaim|≤Δe、|i-iaim|≤Δi、|Ω-Ωaim|≤ΔΩ、|ω-ωaim|≤Δω、|f-faim|≤Δf都满足，则认为合理，同意该变轨策略，如果任一偏差不满足要求，则认为不合理，重新上传参数；Δa、Δe、Δi、ΔΩ、Δω、Δf分别表示要求的轨道半长轴偏差阈值、离心率偏差阈值、轨道倾角偏差阈值、近地点幅角偏差阈值、升交点赤经偏差阈值、真近点角偏差阈值。(5)按照箭上规划的变轨策略，和选用的制导律和关机量实施主动段控制，直到入轨关机。完成弹道重规划。下面结合附图对本发明做进一步说明。(1)确认需要弹道重规划后，开始接收航天器状态信息；(2)地面计算新目标轨道；(3)上传新目标轨道参数；(4)箭上收到目标轨道参数后，规划变轨策略；(5)将规划变轨策略下传，并确认规划完成；如果确认完成继续进入步骤(6)，否则从新返回到步骤(3)。从新上传目标轨道参数。(6)开始变轨，进入新目标轨道。实施例1如果基础级发生推进剂提前耗尽关机，没有将航天飞行器送入预定轨道，已进入另一条滑行轨道，属于非致命性故障。进入滑行段第12s，接收航天器状态信息：项目数值单位ts2032.913sVx-3243.605m/sVy-9231.941m/sVz-5.362m/sx5915326.422my-10328784.798mz-15279.831m航天飞行器需要进入如下轨道:表1：航天器目标轨道名称符号数值单位轨道半长轴a43664.140km轨道偏心率e0.034330轨道倾角i0.13°近地点幅角ω74.5604°升交点赤经Ω309.3854°真近点角f359.3188°此时如果不进行弹道重规划，航天飞行器仍然采用原来参数，在下次点火关机后将进入的轨道离目标轨道偏差较大如下：表2：未弹道重规划进入的轨道名称符号数值轨道偏差偏差要求单位轨道半长轴a35021.59652-8642.54|△a|≤100km轨道偏心率e0.522369050.488039|e|≤0.002轨道倾角i0.168575350.038575|△i|≤0.20°°近地点幅角ω32.647541.9129/升交点赤经Ω205.1007104.285/真近点角f145.0155214.303/表3：弹道重规划进入的轨道采用本发明进行弹道重规划，并选用迭代制导作为主动段制导律，进入了目标轨道如表3所示，轨道偏差极小，满足最终的使用要求。通过本实施例进一步证明了本方法具有较好的可操作性。以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。当前第1页1 2 3