用于航天器自主脱轨的系统和方法与流程

[0001]
本公开总体上涉及使航天器脱轨(deorbiting a spacecraft)。具体地，本公开涉及使用机载传感器和计算系统来使航天器脱轨。


背景技术：

[0002]
理想地，围绕诸如行星这样的天体(celestial body)运行的航天器可以在特定的时间窗口内脱轨。该时间窗口可以与任务的结束、航天器的运行状态或期望的着陆地点相关联。为航天器选择着陆地点并计算有效且可行的脱轨路径需要考虑几个因素。因此，在时间窗口内执行这些功能可能带来困难。
[0003]
用于使航天器脱轨的现有系统和方法涉及地面侧系统以及航天器与地基系统(ground-based system)之间的双向通信，以向地基系统提供机载传感器信息并从地基系统接收指令。这些通信中的时延、传输错误和其它因素可能增加计算使航天器的燃烧目标(burn target)脱轨(deorbit)所需的时间，并降低得到的燃烧指令的置信度。
[0004]
所需要的是航天器的用于着陆地点选择和脱轨瞄准的自主机载系统。


技术实现要素：

[0005]
在一个示例中，描述了使航天器脱轨的方法。该方法包括通过航天器的计算设备选择用于使航天器脱轨的目标着陆地点。该方法包括在与使航天器脱轨相关联的预定时间窗口内，进行如下操作：(i)通过计算设备，确定用于到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标，其中，预测大气进入位置对应于如下点，航天器在该点处与大气相互作用以便到达目标着陆地点；(ii)通过计算设备，确定航天器的后向传播的轨道状态估计，其中，航天器的后向传播的轨道状态估计对应于航天器的基于范围目标和速度目标相对于预测大气进入位置的估计位置和路径角度；(iii)通过计算设备，将后向传播的轨道状态估计与航天器的已知轨道状态进行比较，以确定后向传播的轨道状态估计已经与已知轨道状态趋于一致；以及(iv)通过计算设备，使用范围目标和速度目标，基于确定后向传播的轨道状态估计已经与已知轨道趋于一致(convergedwith)而计算(a)航天器的推进系统的估计点火时间以及(b)推进系统的估计燃烧速度矢量。该方法包括：在预定时间窗口的结束时间处或之前，通过推进系统根据估计点火时间和估计燃烧速度矢量来执行燃烧脉冲。
[0006]
在另一示例中，描述了用于使航天器脱轨的系统。该系统包括航天器。该航天器包括计算设备，该计算设备具有处理器和存储器，该存储器存储能够由处理器执行的指令。该指令能够由处理器执行以选择用于使航天器脱轨的目标着陆地点。
[0007]
该指令能够由处理器执行，以在与使航天器脱轨相关联的预定时间窗口期间，进行如下操作：(i)确定用于到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标，其中，预测大气进入位置对应于如下点，航天器在该点处与大气相互作用以便到达目标着陆地点；(ii)确定航天器的后向传播的轨道状态估计，其中，航天器的后向传播的轨道状态估计对应于航天器的基于范围目标和速度目标相对于预测大气进入位置的估计位置和路径角度；(iii)
将后向传播的轨道状态估计与航天器的已知轨道状态进行比较，以确定后向传播的轨道状态估计已经与已知轨道状态趋于一致；以及(iv)使用范围目标和速度目标，基于确定后向传播的轨道状态估计已经与已知轨道趋于一致，而计算(a)航天器的推进系统的估计点火时间以及(b)推进系统的估计燃烧速度矢量。该系统进一步包括推进系统，该推进系统被配置成在预定时间窗口的结束时间处或之前，根据估计点火时间和估计燃烧速度矢量执行燃烧脉冲。
[0008]
在另一示例中，描述了一种非暂时性计算机可读介质，在该非暂时性计算机可读介质上存储有指令，该指令在由计算设备的一个或更多个处理器执行时致使计算设备执行功能。该功能包括选择用于使航天器脱轨的目标着陆地点。该功能进一步包括在与使航天器脱轨相关联的预定时间窗口内进行如下操作：(i)确定用于到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标，其中，预测大气进入位置对应于如下点，航天器在该点处与大气相互作用以便到达目标着陆地点；(ii)确定航天器的后向传播的轨道状态估计，其中，航天器的后向传播的轨道状态估计对应于航天器的基于范围目标和速度目标相对于预测大气进入位置的估计位置和路径角度；(iii)将后向传播的轨道状态估计与航天器的已知轨道状态进行比较，以确定后向传播的轨道状态估计已经与已知轨道状态趋于一致；以及(iv)使用范围目标和速度目标，基于确定后向传播的轨道状态估计已经与已知轨道趋于一致而计算(a)航天器的推进系统的估计点火时间以及(b)推进系统的估计燃烧速度矢量。该功能包括在预定时间窗口的结束时间处或之前，通过推进系统根据估计点火时间和估计燃烧速度矢量执行燃烧脉冲。
[0009]
已经讨论的特征、功能和优点可以在各种示例中独立地实现，或者可以在其它示例中组合。参照以下描述和附图，可以看到示例的进一步的细节。
附图说明
[0010]
在所附权利要求中阐述了被认为是例示性示例的特征的新颖特征。然而，当结合附图阅读时，通过参照本公开的例示性示例的以下具体实施方式，将最好地理解例示性示例及其优选的使用模式、其进一步的目的和描述，其中：
[0011]
图1例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的系统的框图。
[0012]
图2例示了根据示例实现方式的航天器的示例脱轨路径。
[0013]
图3例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的方法的流程图。
[0014]
图4a例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的着陆地点选择的方法的流程图。
[0015]
图4b例示了根据示例实现方式的与图4a所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0016]
图4c例示了根据示例实现方式的与图4a所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0017]
图5a例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的脱轨瞄准的方法的流程图。
[0018]
图5b例示了根据示例实现方式的从预测大气进入位置后向传播轨道状态的示例。
[0019]
图6a例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的燃烧调整的方法的流程图。
[0020]
图6b例示了根据示例实现方式的与图6a所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0021]
图7例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的方法的流程图。
[0022]
图8例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0023]
图9例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0024]
图10例示了根据示例实现方式的与图7和图9所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0025]
图11例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0026]
图12例示了根据示例实现方式的与图7和图11所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0027]
图13例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0028]
图14例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0029]
图15例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0030]
图16例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0031]
图17例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0032]
图18例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
[0033]
图19例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。
具体实施方式
[0034]
现在将在下文中参照附图更充分地描述所公开的示例，在附图中示出了一些但并非全部所公开的示例。实际上，可以描述几个不同的示例，并且不应将其解释为限于本文阐述的示例。而是，描述了这些示例，使得本公开将是透彻和完整的，并且将向本领域技术人员充分传达本公开的范围。
[0035]
在示例内，描述了用于使航天器脱轨的系统和方法。具体地，用于利用机载传感器和系统来自主地使航天器脱轨的系统和方法。
[0036]
示例系统和方法涉及在使航天器脱轨的同时自主地选择瞄准用的陆地地点。选择陆地地点可以涉及接收用户输入，该用户输入包括用于使航天器脱轨的时间窗口的指示。在该时间窗口期间，航天器的计算设备可以评估已知的地面地点，以在给出航天器的轨道状态和其它因素(诸如，天体的旋转和天体的大气质量)的情况下，选择航天器可到达的地点。计算系统可以从可到达的地面位置中选择目标着陆地点，并且，如果没有可用的地面位置，则可以确定用于着陆的可到达的水域地点。以这种方式，航天器可以以稳健的方式自主地选择落在所选时间窗口内的着陆地点。为了本公开的目的，自主地执行功能可以指，在没有用户输入和/或指令的情况下，基于传感器数据、存储的信息、机器学习技术等以编程方式来执行功能。在此背景中，如果在某些点处由用户动作提示了功能，则仍可以将该功能称为自主的。例如，用户可以通过选择用于使航天器脱轨的时间窗口来触发航天器自主脱轨。
[0037]
示例系统系统和方法涉及，使用航天器的机载传感器来确定航天器和环境的、与计算用于将航天器引导至所选着陆地点的燃烧脉冲(burn pulse)有关的特性。计算设备使用来自传感器的传感器数据来确定燃烧脉冲并使航天器脱轨。为了促进这一点，计算设备可以使用与天体和航天器的预期轨迹相关联的已知质量来确定大气进入(atmospheric entry)位置，并且可以迭代地从大气进入位置后向传播，以确定用于到达大气进入位置的范围目标和速度目标是否与航天器的已知轨道状态趋于一致(converge)。可以基于与航天器的已知状态(例如，当前状态)趋于一致的范围目标和速度目标来确定燃烧脉冲。在航天器上进行这些计算允许实时或接近实时地执行这些计算。以此方式，航天器可以自主地确
定用于使航天器脱轨的准确且稳健的燃烧解决方案，并且以允许增加对所确定的燃烧解决方案的置信度的方式来进行确定。
[0038]
为了本公开的目的，燃烧解决方案是指，使用一个或更多个推进器使航天器脱轨的一个或更多个受控方面，包括但不限于用于从一个或更多个推进器执行燃烧脉冲的点火时间以及与燃烧脉冲相关联的燃烧速度矢量。燃烧速度矢量通常可以涉及航天器的由燃烧脉冲引起的速度的改变(即，速度和/或方向的改变)，并且更具体地涉及燃烧脉冲的持续时间以及与操作一个或更多个推进器相关联的力。
[0039]
现在转到附图，图1例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的系统100的框图。具体地，图1示出了可以在航天器上实现的自主脱轨系统。该系统包括计算设备102。系统100可以包括一个或更多个计算设备，诸如，航天器控制器、航天器导航系统、或航天器内的子模块的组合。
[0040]
计算设备102包括一个或更多个处理器104、存储器106、指令108和用户接口110。所述一个或更多个处理器104可以是通用处理器或专用处理器(例如，数字信号处理器、专用集成电路等)。所述一个或更多个处理器104可以被配置成执行指令108(例如，计算机可读程序指令)，该指令108存储在存储器106中并且可执行，以提供计算设备102以及本文所述相关系统和方法的功能。
[0041]
存储器106可以包括或采用可以由处理器104读取或访问的一个或更多个计算机可读存储介质的形式。计算机可读存储介质可以包括易失性和/或非易失性存储部件(诸如，光学、磁性、有机或其它存储器或磁盘存储装置)，其可以全部或部分地与处理器104集成。存储器106被认为是非暂时性计算机可读介质。在一些示例中，可以使用单个物理设备(例如，一个光学、磁性、有机或其它存储器或磁盘存储单元)来实现存储器106，而在其它示例中，可以使用两个或更多个物理设备来实现存储器106。存储器106因此是非暂时性计算机可读存储介质，并且可以由处理器104执行的指令108被存储在存储器106上。指令108包括计算机可执行代码。
[0042]
用户接口110可以包括或采用如下的形式：键盘、鼠标、触摸屏、麦克风、手势识别系统、其组合，或通过计算设备102接收用户输入的另一装置。用户接口可以如图1所示集成到计算设备102中，或者被包括在另一子系统或设备中。
[0043]
系统100进一步包括多个航空电子设备112。航空电子设备112包括全球定位系统(gps)114、惯性测量单元(imu：inertial measurement unit)116、高度计118和无线接口120。航空电子设备112可以包括更多或更少的传感器和设备，或者可以包括提供与图1所示的传感器类似的功能的另选地传感器。航空电子设备112可以被共同配置成获得包括指示航天器的轨道状态的信息的传感器数据，该传感器数据包括航天器的位置、航天器的轨迹以及航天器的高度。计算设备102可以使用该信息来识别目标着陆地点，并计算用于使航天器脱轨的燃烧解决方案。下面描述用于使用该信息确定燃烧解决方案的示例实现方式。
[0044]
系统100进一步包括航天器的多个可控元件122。可控元件122包括推进系统124和稳定系统126。推进系统124和稳定系统126可以由计算设备102控制以将航天器引导至目标着陆地点。具体地，推进系统124和稳定系统126中的一者或两者包括发射燃烧脉冲以指引航天器的运动的一个或更多个推进器。
[0045]
系统100进一步包括数据库128。数据库128可以远离航天器或在航天器上，并且可
以包括与用于使航天器脱轨有关的信息。例如，数据库128可以包括具有在天体上的优选着陆地点的表示的数据存储。因此，数据库128可以是诸如目标地面位置的地面位置和/或水域位置的数据库。该表示可以包括目标着陆地点的位置和海拔的表示，并且包括与各个地点相关联的优先级。数据库128可以进一步包括诸如推进系统这样的各种航天器系统(例如，推进系统124)的已知特性的存储。因此，数据库128可以是推进系统特性的数据库。数据库128可以进一步包括具有天体的环境的已知特征的表示的数据存储。例如，数据存储可以包括对象进入天体大气(atmosphere of the celestial body)时的高度(例如，卡门线(karman line))和其它大气特性的表示。因此，数据库128可以是已知大气压力的数据库。数据存储可进一步包括过去的燃烧解决方案计算和传感器数据的指示。这样的数据可以与用于确定使航天器脱轨的燃烧解决方案的经训练的机器学习模型相关联。
[0046]
下面提供了系统100如何使航天器脱轨的进一步的例示性示例。
[0047]
图2例示了根据示例实现方式的航天器202的示例脱轨路径。具体地，图2示出了根据示例情形的系统200。系统200包括：具有轨道状态204的航天器202和具有大气(atmosphere)210的天体216。轨道状态204在图2中表示为轨迹。然而，在示例内，轨道状态可以包括航天器202的附加信息，诸如，航天器202的高度。天体216可以是诸如地球的行星，或者是另一天体。
[0048]
在本示例中，在大气210的卡门线上描绘了大气进入位置208。在示例内，可以使用大气进入的不同解释。航天器202根据轨道状态204、航天器202的高度和航天器202经受的重力从图2所示的位置遵循第一路径206。航天器202从大气进入位置208到目标着陆地点214遵循第二路径212。尽管根据示例情形提供了图2，但是出于例示的目的，可以相对于本示例情形来描述以下附图。
[0049]
图3例示了根据示例实现方式的用于使航天器202脱轨的方法300的流程图。该流程图包括一系列框，包括框302、框304、框306、框308、框310和框312。例如，各个框涉及使航天器202脱轨的方面，并且可以使用图1和图2所示的系统100或系统200的部件或结合诸如图2中描绘的航天器202的航天器来实现。例如，计算设备102可以被配置成执行方法300。这些框表示与使航天器202脱轨相关的模块、子部件或步骤。尽管以序列的顺序例示了这些框，但是这些框也可以并行地和/或以与本文描述的顺序不同的顺序来执行。而且，各个框可以基于期望的实现方式被组合成更少的框、被划分成另外的框和/或被移除。
[0050]
在框302处，方法300包括获得导航数据，该导航数据包括指示航天器202的位置、航天器202的轨道状态204和航天器202的高度的传感器数据。例如，可以使用一个或更多个航空电子设备112来获得该导航信息。
[0051]
在框304处，方法300用于着陆地点选择(作为使航天器脱轨的一部分)，并且包括：在给定航天器202的轨道状态(如框302中所确定的)的情况下，确定从航天器202的当前位置可以到达的一个或更多个地面位置。下面参照图4b进一步详细地描述确定一个或更多个地面位置。可以基于与到达目标着陆地点相关联的时间段从多个地面位置中选择目标着陆地点。例如，着陆地点可以是图2中描绘的目标着陆地点214。下面关于图4a提供与框304相关的进一步细节。
[0052]
在框306处，该方法300包括：通过用户接口110接收指示所选时间窗口的用户输入。该时间窗口可以与使航天器202脱轨相关联。例如，该时间窗口可以指定在当前时间处
或当前时间之后开始的第一时间以及在第一时间之后的第二时间。该时间窗口可以对应于一个时间帧，在该时间帧内，将控制航天器的一个或更多个推进器以执行燃烧脉冲，该燃烧脉冲致使航天器202脱轨并遵循通向所选目标着陆地点的路径。此外，用户输入可以包括有关推进系统124和稳定系统126中的一个或更多个的信息。例如，该信息可以指定航天器202的推进系统的类型或稳定系统的类型，航天器202的推进系统的类型或稳定系统的类型可以与来自用于使航天器202脱轨的一个或更多个推进器的推力水平相关联。以这种方式，用户可以提供用于使航天器202脱轨的一些参数，并且机载传感器和计算设备可以响应地确定并执行燃烧脉冲，以使航天器202脱轨。
[0053]
方法300进一步包括框308，该框308用于执行用作使航天器脱轨的一部分的脱轨瞄准的燃烧估计方面。脱轨瞄准的燃烧估计方面涉及，基于确定目标着陆地点214来确定预测大气进入位置，以及基于预测大气进入位置来估计燃烧解决方案。例如，计算到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标。在示例内，这可以基于使用目标着陆地点214确定的大气进入点的前向传播预测、航天器202的当前轨迹以及大气210和航天器202的已知特性来执行。例如，范围目标和速度目标可以对应于：航天器在由大气210与航天器202之间的相互作用产生的预期力所限定的约束内，到达预测大气进入位置。此外，框308包括使用范围目标和速度目标从预测大气进入位置确定航天器202的后向传播的轨道状态估计。下面关于图5a提供与后向传播相关的进一步细节。如果后向传播的轨道状态与航天器202的实际轨道状态紧密对应，则这指示对应燃烧解决方案是可行的。因此，框308包括确定后向传播的轨道状态是否与航天器202的已知轨道状态趋于一致。下面关于图5a提供与趋于一致相关的更多细节。如果存在趋于一致，则可以基于预测大气进入位置来估计燃烧脉冲的燃烧解决方案(诸如，点火时间和速度矢量)。
[0054]
方法300进一步包括框310，该框310用于执行用作使航天器脱轨的一部分的脱轨瞄准的燃烧估计调整。脱轨瞄准的燃烧调整方面涉及计算用于使航天器脱轨的实际燃烧解决方案。实际燃烧解决方案对应于由例如推进系统124的一个或更多个推进器执行的燃烧脉冲。框310涉及，出于更改框308处所确定的燃烧解决方案以收敛于实际燃烧解决方案的目的，而考虑诸如高阶重力模型的附加因素。下面提供框310的进一步细节。
[0055]
方法300进一步包括框312，框312用于作为使航天器脱轨的一部分的脱轨引导，其中，在脱轨期间进行连续的错误检查和调整。例如，可以在脱轨期间控制稳定系统126，以在脱轨期间维持航天器202相对于天体216的地面的取向。现在进一步详细描述方法300的方面。
[0056]
转回到方法300的框304，图4a例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的陆地地点选择的方法的流程图。在框400处，这些功能包括接收输入。该输入可以包括指示航天器202的位置、航天器202的轨道状态204以及航天器202的高度的传感器数据。例如，该传感器数据可以在方法300的框302期间由一个或更多个航空电子设备112来获得。所接收的输入还可以包括：与使航天器202脱轨相关联的时间窗口以及与推进系统124对应的推进系统类型。在方法300的框306期间，可以通过用户接口110来接收时间窗口和推进系统类型。
[0057]
在框402处，这些功能包括初始化着陆地点选择。例如，这可以包括确定作为输入接收的时间窗口的持续时间，以及确定所接收的传感器数据是否落在预定约束内，诸如，阈值速度、相对于大气210的阈值角度、阈值高度等。例如，在航天器远离大气行进时选择狭窄
的时间窗口，可能致使计算设备102经由用户接口110提供错误消息以警告用户该选择无效或不可行。框402的功能可以进一步包括出于选择目标着陆地点的目的，从所接收的输入提取信息。例如，功能可以包括确定航天器202相对于天体216的地面的速度。
[0058]
在框404处，该功能包括使用如下步骤：将航天器202的状态传播到所选时间窗口的开始处。例如，时间窗口可以在从所选时间起一小时时开始，然后在所选时间之后两个小时结束。将航天器202的状态传播到所选时间窗口的开始可以涉及，基于航天器的轨迹、航天器的高度和大气210的进入界面的高度，根据航天器202的当前轨迹和天体216的已知旋转来预测航天器202在选择时间之后一小时的位置。以这种方式，航天器202可以尽早到达着陆地点。在图2所呈现的示例情形中，航天器202的传播状态可以对应于大气进入位置208。
[0059]
在框406处，该功能包括搜索陆地机会。具体地，这涉及确定在时间窗口内从传播状态或者从任何传播状态是否可以到达任何已知地面位置。因此，寻找陆地机会可以包括：确定当航天器202在时间窗口内进入大气210时，天体216的可到达区域；从数据库128检索已知地面位置；以及确定已知地面位置中的哪个(如果有的话)落在天体216的区域内。确定当航天器202在时间窗口内进入大气210时天体216的可到达的区域可以包括：基于航天器202的当前轨迹、时间窗口的开始时间、时间窗口的结束时间以及天体216的已知旋转来确定可能的进入位置的范围，并确定从可能的进入位置的范围可以到达的天体216的区域。该功能可以进一步包括：确定落在该区域内的地面位置中的哪个地面位置向航天器202提供最近的途径(approach)；以及确定该途径是否包括可接受的穿过范围(cross-range)距离。穿过范围距离可以是相对于航天器202的低范围轨道的横向距离。可接受的穿过范围距离可以是阈值距离，诸如，距航天器202的低范围路径200km。以下提供了搜索陆地机会的更多详细信息。
[0060]
如果找到与时间窗口对应的陆地地点，则该功能通过功能状态408而前进到功能状态414，使得与框304相关的功能结束，并且框308开始。如果未找到陆地地点，则执行框410的功能。
[0061]
在框410处，该功能包括搜索水域机会。例如，如果在框406处确定没有陆地机会，则可以执行搜索水域机会。这可能涉及从数据库128检索水面上的预定多边形(polygon)。预定多边形可以是在水主体上的被认为适合于紧急着陆情形的位置。因此，寻找水域机会可以包括：确定当航天器202在时间窗口内进入大气210时可以到达的天体216的区域；从数据库128检索水面上的预定多边形；以及确定水面上的任何预定多边形的任何部分是否落在天体216的区域内。确定当航天器202在时间窗口内进入大气210时可到达的天体216的区域可以基本上如以上关于框406所描述的那样执行。该功能可以进一步包括：确定落在该区域内的这些预定多边形中的哪个预定多边形向航天器202提供最近的途径；以及确定该途径是否包括可接受的穿过范围距离。下面提供了搜索水域机会的更多详细信息。
[0062]
如果找到与时间窗口对应的水域地点，则该功能通过功能状态408而前进到功能状态414，使得与框304相关的功能结束，并且框308开始。如果未找到水域地点，则执行框412的功能。
[0063]
在框412处，该功能包括在时间窗口的结束处设置燃烧脉冲。该功能进一步包括：基于推进系统的类型，确定对应于时间窗口的结束并且在航天器202的能力内的着陆地点，
并且使用时间窗口的结束作为燃烧脉冲的点火时间。该功能还包括前进到功能状态414，使得框308开始。
[0064]
图4b例示了根据示例实现方式的与图4a所示的方法一起使用的另一方法的流程图。具体地，图4b示出了根据框406选择陆地地点的进一步细节。在框416处，该功能包括将航天器202的状态向前传播到下一时间步长。各个时间步长可以是时间窗口的增量。例如，如果时间窗口在选择时间之后一小时开始，并在选择时间之后两小时结束，则各个时间步长可能在开始时间(选择时间之后1小时)与结束时间(选择时间之后2小时)之间添加另一五分钟。以这种方式，执行框406可以允许航天器202在时间窗口内的基本上最早的可用时间执行燃烧脉冲。向前传播状态可以例如根据预期的大气进入点来确定，并且可以包括：确定天体216上的从航天器的所传播的状态可以到达的区域。该功能可以进一步包括：确定是否任何地面位置落入该区域内。
[0065]
在框418处，该功能包括：计算到落入在框416处确定的区域内的各个地面位置(例如，陆地地点)的穿过范围(cross-range)。确定各个位置的穿过范围(cr：cross-range)可以包括：针对落入该区域内的各个地面位置，确定相对于距航天器202的低范围轨道(downrange orbit)的横向距离。如果在一个或更多个地面位置检测到可接受的穿过范围(即，在阈值穿过范围处或低于阈值穿过范围的穿过范围，诸如，200km)，则检测到最小cr，并且框418前进到框422。如果没有地面位置落在该区域内，或者没有地面位置对应于最小穿过范围，则未检测到最小cr，并且框418前进到功能状态420。
[0066]
在框422处，该功能包括评估在框416处和框418处确定的一个或更多个脱轨机会。这涉及检查针对交通工具约束的条件(诸如，推进系统124的能力)，估计燃烧脉冲的目标点火时间，以及诸如通过确认对应地面位置可以允许航天器202在预期着陆时间着陆来确认脱轨机会有效。如果脱轨机会有效或者如果传播的状态已经前进到时间窗口的结束而未找到有效地点，则框422前进到功能状态408。如果脱轨机会无效并且传播的状态已经前进到时间窗口的结束，则框422前进到功能状态420。在接收到与框418或框422对应的未检测到有效的脱轨机会信号时，功能状态420将处理迭代回到框416，框416将航天器202的传播状态增加到下一时间步长。通过以这种方式迭代经过时间窗口，该处理可以优先考虑更接近时间窗口的开始的地面位置，以达到脱轨的目的。如果在迭代经过一个或更多个地面位置之后未找到陆地地点，则框406可以进行到框410，使得框410与框406同时或在框406完成之后执行，如图4a所示。
[0067]
图4c例示了根据示例实现方式的与图4a所示的方法一起使用的另一方法的流程图。具体地，图4c示出了根据框410选择水域地点的进一步细节。在框424处，该功能包括确定：航天器的轨迹在水表面上的各个可到达多边形(在本文中也称为水区域多边形)内落在何处(例如，一个或更多个机会)。这可以涉及针对落入水区域多边形内的航天器202的各个可能轨迹，确定落在水区域多边形的边界上的起点和终点。
[0068]
在框426处，该功能包括：针对各个水区域多边形，基于航天器202穿过多边形边界的位置来确定一个或更多个着陆目标(例如，与特定水着陆机会相关联的一个或更多个位置)。这可以包括确定起点或终点是否应该被选择成着陆目标，以及使用起点和终点中的任一者或两者作为着陆目标。着陆目标可以称为“水域地点”。
[0069]
在框428处，该功能包括评估在框426处确定的一个或更多个着陆目标，以选择着
陆目标或检测目标窗口的结束。这涉及检查针对交通工具约束的条件(诸如，推进系统124的能力)，估计燃烧脉冲的目标点火时间，以及诸如通过确认对应水区域多边形可以允许航天器202在预期着陆时间着陆来确认对应于着陆目标的脱轨机会有效。如果脱轨机会有效并且由此选择了着陆目标，或者如果传播的状态已经前进到时间窗口的结束而未找到有效着陆目标，则框428前进到功能状态408。如果没有脱轨机会是有效的，则没有选择着陆目标，并且如图4a所示，框428前进到框412。
[0070]
图5a例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的脱轨瞄准的方法的流程图。具体地，图5a示出了与方法300的框308相关的进一步细节。在框500处，该功能包括接收输入。例如，该输入可以对应于来自框302的传感器数据、来自框304的目标着陆地点以及来自框306的用户输入。在框502处，该功能包括确定当前时间是否在框306中确定的所选时间窗口的结束时间之后。如果时间窗口尚未结束，则框502进行到框504。
[0071]
在框504处，该功能包括初始化用于航天器202的进入界面估计任务。具体地，初始化进入界面估计任务涉及，接收与目标着陆地点214相关联的着陆地点数据。着陆地点数据可以包括目标着陆地点214的坐标。基于接收到的着陆地点数据，该功能包括对如下项进行估计：和航天器202与预测大气进入位置之间的预期距离相关的范围目标、与当达到预测的大气进入时航天器202的预期速度相关的速度目标以及、与到达预测大气进入位置所采取的航天器202的路径对应路径角度。例如，可以相对于与大气210相切延伸的线来确定路径角度。预测大气进入位置对应于航天器202与大气210相互作用以便到达目标着陆地点214的点。出于示例的目的，该点可以与图2中描绘的大气进入位置208相同。
[0072]
确定目标范围、目标速度和路径角度可以基于从航天器202到目标着陆地点214的一个或更多个目标线。例如，鉴于天体216的重力，目标范围、目标速度和路径角度通常可能遵循航天器的惯性。着陆地点数据和对应目标线可以根据三维(3d)参考系来限定，诸如，地形坐标系或地心坐标系和对应四元数(quarternion)。
[0073]
在框506处，该功能包括基于航天器202和大气210的已知方面，使用初始范围目标、速度目标和路径角度来估计进入界面。例如，这些功能可以包括基于航天器202在与大气210相互作用时要经受的力，来调整范围目标、速度目标和路径角度中的一个或更多个。以这种方式，在后向传播轨道状态并响应地调整范围目标、速度目标和路径角度之前，航天器202的路径可以相对地接近最佳。
[0074]
在框508处，该功能包括从与范围目标和速度目标对应的所预测大气进入位置进行后向传播，并将航天器202的后向传播的轨道状态估计与航天器202的已知轨道状态(诸如，航天器202的当前轨道状态)进行比较。出于例示的目的，航天器202的当前轨道状态可以被认为是图2中描绘的轨道状态204。
[0075]
如果后向传播的轨道状态不与已知轨道状态相交(例如，如果后向传播的轨道状态的路径不穿过已知轨道状态的路径)，或者如果路径相差阈值量(例如，对应路径以大于阈值角度(诸如，0.001度角)的角度相交)，则后向传播的轨道状态不与已知轨道状态趋于一致，并且该处理可能会从框502迭代到508，同时调整范围目标、速度目标和路径角度中的一个或更多个，直到后向传播的轨道状态和已知轨道状态趋于一致，使得它们基本匹配(例如，具有彼此对齐或相交并形成低于阈值角度(诸如，0.001度角)的角度的路径)为止。调整范围目标、速度目标和路径角度中的一个或更多个可以涉及，调整这些因素以校正后向传
播的轨道状态与已知轨道状态之间的差异，诸如，后向传播的轨道状态的路径与已知轨道状态的路径之间的角度。一旦后向传播的轨道状态已经与已知轨道状态趋于一致，则框508可以前进到框510。
[0076]
在框510处，该功能包括计算用于航天器202的燃烧估计。具体地，燃烧估计可以包括：航天器202的推进系统124的估计点火时间，和推进系统124的用于执行燃烧脉冲的估计燃烧速度矢量。基于航天器202的已知方面(诸如，推进系统124的已知推力等级、航天器202的质量以及航天器的阻力系数)，估计点火时间和估计燃烧速度矢量可以被配置成致使航天器202被推进以便匹配范围目标、速度目标和路径角度中的一个或更多个。因此，基于航天器202的当前轨道状态和航天器202的已知方面，计算航天器的燃烧估计至少包括：确定能够匹配范围目标、速度目标和路径角度的点火时间和燃烧速度矢量。燃烧速度矢量可以根据航天器的轨迹的相对改变而增加或减少，以实现这种匹配。如果在框502处，时间窗口已经结束，则可以基于最接近的后向传播的轨道状态来确定燃烧估计。此外，尽管未在图5a中描绘，但是如果确定后向传播的轨道状态与已知轨道状态区域一致，则框502至508可以迭代以改进燃烧估计，直到时间窗口结束为止。以这种方式，计算出的燃烧脉冲可以尽可能精确，并且在脱轨期间需要较少的调整。
[0077]
图5b例示了根据示例实现方式的从预测大气进入位置对轨道状态进行后向传播的示例。更具体地，图5b例示了不与已知轨道状态区域一致的后向传播的轨道状态估计512。
[0078]
出于示例的目的，基于航天器202与大气210之间的相互作用，后向传播的轨道状态估计512是可以在框506处调整的状态。例如，后向传播的轨道状态估计512的路径514与切线518基本共线，切线518与大气210的进入界面相切地延伸。因此，路径514可以在进入界面上跳过而不是成功地脱轨。
[0079]
路径514表示范围目标、速度目标和路径角度中的一个或更多个。后向传播的轨道状态估计512被描绘成，与在已知轨道状态(出于示例的目的描绘成轨道状态204)的航天器202的位置处的路径514相切的轨迹。尽管后向传播的轨道状态估计512与已知轨道状态相交，但是在路径514与已知轨道状态的路径(描绘成第一路径206)之间形成的角度516大于阈值角度(例如，0.001度)。因此，在所描绘的示例中，后向传播的轨道状态估计512不与已知轨道状态趋于一致，并且框502至框508将继续迭代。这样，框504和框506中的任一者或两者将调整目标范围、目标速度或路径角度，以实现趋于一致的后向传播的轨道状态。
[0080]
图6a例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的燃烧调整的方法的流程图。具体地，图6a示出了与方法300的框310相关的进一步细节。在框600处，该功能包括确定用于使航天器202脱轨的实际燃烧解决方案。这些功能可以包括：接收在框308处确定的估计点火时间和估计燃烧速度矢量，以及通过调整估计点火时间和估计燃烧速度矢量中的一个或更多个来确定实际燃烧脉冲。此外，该功能可以包括接收距估计大气进入位置的当前范围、当前速度、相对于估计大气进入位置的当前路径角以及从航天器202的当前位置到目标着陆地点214的目标线的截距和斜率。基于这些输入，该功能包括：使用用于路径角度、范围和速度的收敛误差循环(convergence error loop)，来使实际燃烧解决方案收敛(converging)。下面提供了有关如何执行此操作的进一步的详细信息。
[0081]
在示例内，除了使用上面关于图5a描述的估计大气进入位置之外，该功能可以包
括：可以根据前向传播的大气界面来使用收敛误差循环，其中，前向传播的大气界面对应于：当基于估计点火时间、估计燃烧速度矢量和航天器的已知轨道状态进入大气时，航天器所经历的预期力特性。
[0082]
在框602处，该功能包括基于所确定的实际燃烧解决方案来确定航天器202的动力显式制导(peg：powered explicit guidance)。具体地，该功能包括接收实际点火时间和与实际燃烧解决方案相关联的实际燃烧速度矢量，以及例如从航天器202的当前位置到目标着陆地点214的目标线的n个截距和斜率、到估计大气进入位置的路径角度、以及大气210的进入界面上方的高度。使用这些输入，确定peg可以包括在根据标准peg协议使航天器202脱轨时所采取的第一路径206和第二路径212的航向调整和精细调整。这些功能可以由计算设备102或航天器202的专用peg控制器来执行。
[0083]
在框604处，该功能包括：基于由peg进行的调整，对实际燃烧解决方案进行最终检查。例如，这可能涉及，基于预定规则对确定的解决方案和所得的路径进行合理性检查，使用由航天器202和/或其它航天器的过去脱轨训练的机器学习模型来分析实际燃烧解决方案，或模拟实际燃烧解决方案的结果并验证所模拟的力是否在航天器202的额定值(rating)内，并且验证实际燃烧解决方案允许航天器202到达目标着陆地点214。在示例内，模拟可以由计算设备102或单独的模拟系统来执行。
[0084]
在示例内，实际燃烧解决方案可以被实现成，由推进系统124的一个或更多个推进器在实际点火时间根据实际燃烧速度矢量生成的燃烧脉冲。此外，可以在燃烧脉冲的实际点火时间之前和之后执行peg航向调整和最终检查。可以使用推进系统124、稳定系统126或其组合，来实现在这些步骤期间执行的任何航向调整和精细调整。
[0085]
图6b例示了根据示例实现方式的与图6a所示的方法一起使用的方法的流程图。具体地，图6b示出了与框600相关的进一步细节。更具体地，图6b示出了用于确定关于图6a描述的实际燃烧解决方案的示例收敛回路。在框606处，该功能包括确定路径角度误差是否已经向零收敛。一旦路径角度误差收敛，框606就前进到框608。在路径角度误差尚未收敛时，框606重复。例如，如果发现路径角度误差高于阈值错误率，则框606使用与实际燃烧解决方案相关联的路径角度、范围目标和速度目标中的一个或更多个的更新值来进行迭代。在框608处，该功能包括确定范围误差是否已经向零收敛。一旦范围误差收敛，框608就前进到框610。在范围误差尚未收敛时，框608重复。在框610处，该功能包括确定速度误差是否已经向零收敛。当速度误差尚未收敛时，框610重复。一旦速度误差收敛，框610就前进到框612。在此上下文中的收敛可以涉及，将各个相应误差项减小到小于阈值(诸如，每秒1米的误差)的值。在框612处，该功能包括确定框606、608和610是否已经收敛，并且如果为是，则在框614处结束该处理。在这种情况下，路径角度、范围目标和速度目标的最终值可以用于生成实际的燃烧解决方案。
[0086]
相反，如果不是所有项都已经如关于框610所描述地收敛，则框612进行到框606，并且重复该收敛循环。例如，可以通过收敛循环馈送用于计算估计点火时间和估计燃烧速度矢量的路径角度、范围目标和速度目标，以确定它们的相应误差项是否足够低以证明使用该燃烧解决方案是合理的，并且各个迭代循环可以改进这些相应误差项，同时调整路径角度、范围目标和速度目标中的一个或更多个。随着循环的进行，顺序地评估误差项允许更高的置信度。例如，增加了范围目标的改变将会实现收敛的置信度，因为用于计算范围目标
误差的路径角度项已经被验证为落在错误阈值以下。
[0087]
在框606、框608和框610中的各个框处，可以发生差分校正步骤，其中，相对于偏导数矩阵对路径角度、范围目标和速度目标中的一个或更多个的改变进行加权以确定对应误差项。这些框可以附加地或另选地采取例如成本函数的形式，该成本函数使用以下项中的一个或更多个作为输入：距估计大气进入位置的当前范围、当前速度、相对于估计大气进入位置的当前路径角度，以及从航天器202当前位置到目标着陆地点214的目标线的截距和斜率，以及和与大气相互作用相关联的力。成本函数可以确定与路径角度、范围目标和速度目标中的一个或更多个相关联的误差分数。在这样的示例中，阈值错误分数可以用于确定其收敛或缺乏收敛。确定误差项的其它方法也是可能的。
[0088]
图7例示了根据示例实现方式的用于使航天器脱轨的方法700的流程图。例如，图7中所示的方法700呈现了可以与图1和图2中所示的系统100和系统200、与系统100和/或系统200的部件或与航天器(诸如，图2所示的航天器202)一起使用的方法的示例。此外，关于图7描述的功能可以由来自以上关于图3、图4a、图4b、图4c、图5a、图5b、图6a和6b描述的方法300的功能补充、替换或与以上关于图3、图4a、图4b、图4c、图5a、图5b、图6a和6b描述的方法300的功能组合。此外，可以使用设备或系统或将设备或系统配置成执行图7中所呈现的逻辑功能。
[0089]
在一些实例中，设备和/或系统的部件可以被配置成执行功能，使得部件被实际配置和构造(利用硬件和/或软件)成实现这种性能。在其它示例中，设备和/或系统的部件可以被布置成适于、能够或适合执行功能，诸如，当以具体方式操作时。方法700可以包括如框702至框712中的一个或更多个所例示的一个或更多个操作、功能或动作。此外，可以根据框702至框712中的一个或更多个来执行方法700的框714至框770。尽管以序列的顺序例示了这些框，但是这些框也可以并行地和/或以与本文描述的顺序不同的顺序来执行。而且，各种框可以基于期望的实现方式被组合成更少的框、被划分成另外的框和/或被移除。
[0090]
应当理解的是，对于本文所公开的该处理以及其它处理和方法，流程图示出了本示例的一种可能实现的功能和操作。就这一点而言，各个框或每个框的部分可以表示程序代码的模块、区段或一部分，该程序代码包括可以由处理器执行以用于实现处理中的具体逻辑功能或步骤的一个或更多个指令。程序代码可以存储在任何类型的计算机可读介质或数据存储器上，例如，包括磁盘或硬盘驱动器的存储设备。此外，程序代码可以以机器可读格式被编码在计算机可读存储介质上或可以被编码在其它非暂时性介质或制造物品上。计算机可读介质可以包括非暂时性计算机可读介质或存储器，例如，在短时间段内存储数据的计算机可读介质，比如，寄存器存储器、处理器高速缓冲存储器和随机存取存储器(ram)。例如，计算机可读介质还可以包括非暂时性介质，诸如，辅助或永久性长期存储器、比如，只读存储器(rom)、光盘或磁盘、光盘只读存储器(cd-rom)。计算机可读介质也可以是任何其它易失性或非易失性存储系统。例如，计算机可读介质可以被认为是有形的计算机可读存储介质。
[0091]
另外，图7中的各个框或各个框的部分，以及在本文公开的其它处理和方法内，可以表示被布线以执行该处理中的具体逻辑功能的电路。如本领域技术人员合理地理解的，另选实现方式包括在本公开的示例的范围内，其中，取决于所涉及的功能，功能可以不以所示出或所讨论的顺序执行，包括基本上同时或相反地顺序。
[0092]
在框702处，方法700包括通过航天器202的计算设备102选择用于使航天器脱轨的目标着陆地点214。可以根据图3、图4a、图4b和图4c以及其对应描述来执行选择目标着陆地点214。
[0093]
在示例内，该方法可以包括接收与使航天器202脱轨相关联的预定时间窗口。例如，预定时间窗口可以通过用户接口110来接收。可以在与使航天器202脱轨相关联的预定时间窗口期间执行框704至框710。
[0094]
在框704处，方法700包括通过计算设备102确定用于到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标，其中，预测大气进入位置对应于航天器202与大气210相互作用以便到达目标着陆地点214的点。确定范围目标和速度目标可以根据图3、图5a(具体地框504和框506)及其对应描述来执行。
[0095]
在框706处，方法700包括通过计算设备102确定航天器202的后向传播的轨道状态估计512，其中，航天器202的后向传播的轨道状态估计512对应于：航天器202的、基于范围目标和速度目标的相对于预测大气进入位置的、估计的位置和路径角度。确定航天器202的后向传播的轨道状态估计512可以根据图3、图5a(具体地框508)、图5b以及其对应描述来执行。
[0096]
在框708处，方法700包括：通过计算设备102将后向传播的轨道状态估计512与航天器202的已知轨道状态进行比较，以确定后向传播的轨道状态估计512已经与已知轨道状态趋于一致。在另选示例中，将后向传播的轨道状态估计512与航天器202的已知轨道状态进行比较导致确定后向传播的轨道状态估计512尚未与已知轨道状态趋于一致。在这些示例中，可以确定进一步的范围目标和速度目标，直到通过计算设备102确定与航天器202的已知轨道状态趋于一致的范围目标和速度目标为止。在示例内，航天器的已知轨道状态可以是航天器202的当前轨道状态。可以根据图3、图5a(具体地框508)、图5b及其对应描述，来执行将后向传播的轨道状态估计512与航天器202的已知轨道状态进行比较以确定后向传播的轨道状态估计512已经与已知轨道状态趋于一致。
[0097]
在框710处，方法700包括通过计算设备102基于确定后向传播的轨道状态估计已经与已知轨道状态趋于一致使用范围目标和速度目标来计算如下项：(a)航天器的推进系统的估计点火时间，以及(b)推进系统的估计燃烧速度矢量。计算航天器的推进系统的估计点火时间和推进系统的估计燃烧速度矢量可以对应于由推进系统124执行的燃烧脉冲，并且可以根据图3、图5a(具体地框510)、图5b及其对应描述来执行。
[0098]
在框712处，方法700包括：在预定时间窗口的结束时间处或之前，通过推进系统124根据估计点火时间和估计燃烧速度矢量来执行燃烧脉冲。可以根据图3、图6a、图6b以及其对应描述来完成执行燃烧脉冲。
[0099]
图8例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。根据框702来执行方法700的框714、框716和框718。在框714处，方法700包括通过计算设备102的用户接口110来接收对用于使航天器脱轨的预定时间窗口的选择。在示例内，选择时间窗口可以自动触发计算设备102的脱轨功能。在框716处，方法700包括确定多个地面位置，其中，多个地面位置是航天器202基于航天器202的已知轨道状态和用于使航天器脱轨的预定时间窗口可到达的。例如，可以从数据库128检索多个地面位置。在框718处，方法700包括选择目标着陆地点214，以用于使航天器202从多个地面位置脱轨。可以根据图3、图4a、
图4b及其对应描述来执行框714、框716和框718。
[0100]
图9例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。根据框702来执行方法700的框720和框722。在框720处，方法700包括：至少基于与各个位置相关联的位置类型来确定与多个地面位置中的各个地面位置相关联的优先级。例如，第一地面位置可以基于第一地面位置在第一国家中而具有第一优先级，并且第二地面位置可以基于第二地面位置在第二国家中而具有第二优先级。例如，第一优先级可以高于第二优先级，因为第一地面位置与航天器202的本国相关联。在框722处，方法700包括选择具有最高优先级的着陆地点。以这种方式，可以执行功能以基于上下文对着陆地点进行优先排序。
[0101]
图10例示了根据示例实现方式的与图7和图9所示的方法700一起使用的方法的流程图。具体地，图10例示了航天器202包括地面位置的数据库128的示例。可以根据框720来执行框724。在框724处，确定与多个地面位置中的各个地面位置相关联的优先级包括从地面位置的数据库128检索各个优先级。
[0102]
图11例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。根据框702来执行框726和框728。在框726处，方法700包括：基于目标地面位置的地图，确定基于航天器202的已知轨道状态和用于使航天器202脱轨的预定时间窗口在地图上没有指定的着陆设施是可到达的。在这样的示例中，指定的着陆设施的地图可以存储在数据库128中。在框728处，方法700包括：响应于确定没有指定的着陆设施是可到达的，基于航天器202的已知轨道状态和用于使航天器脱轨的预定时间窗口，来选择可到达的紧急着陆位置。例如，紧急着陆位置可以对应于水区域多边形，其中，紧急着陆位置对应于限定水表面上的区域的水区域多边形。例如，如上所述，由水区域多边形限定的区域可以限定可用的紧急着陆区域。在示例中，可以根据优先级和/或安全等级对这些着陆区域进行分类。可以根据图3、图4a、图4c及其对应描述来执行框726和框728。
[0103]
图12例示了根据示例实现方式的、与图7和图11所示的方法700一起使用的方法的流程图。框730和框732是根据框728来执行的。在框730处，方法700进一步包括：确定航天器的轨道路径穿过水区域多边形的边界。在示例内，在给定包括时间窗口和大气210的已知特性的约束的情况下，轨道路径可以对应于基于航天器202的当前轨道状态的投影路径或航天器202的预期脱轨路径。在框732处，方法700进一步包括：响应于确定航天器的轨道路径穿过水区域多边形的边界，选择紧急着陆位置。在这样的示例中，紧急着陆位置可以对应于轨道路径穿过水区域多边形的第一位置或轨道路径穿过水区域多边形的第二位置。在又一示例中，紧急着陆位置可以是水区域多边形内的位置，诸如，轨道路径上穿过水区域多边形的点。以这种方式，如果在时间窗口内没有指定的着陆设施可到达，则航天器202可以快速地确定可用的紧急着陆位置。
[0104]
图13例示了根据示例实现方式的、与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。在框734处，方法700包括确定航天器202在多个地面位置中的各个地面位置处的预期到达时间。框736和框738是根据框70来2执行的。在框736处，方法700包括：基于各个对应预期到达时间并基于各个对应优先级，来确定针对各个地面位置的着陆地点得分。例如，可以基于预期到达时间和与各个地面位置对应的穿过范围来对着陆地点得分进行加权。在框738处，方法700包括：从多个地面位置中选择具有最高着陆地点得分的特定地面位置，作为用于使航天器202脱轨的目标着陆地点214。
[0105]
图14例示了根据示例实现方式的、与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。具体地，框740和框742可以在框708之前执行，并且在示例内，可以与框702、框704和框706中的一个或更多个框同时执行。在框740处，方法700包括：从航天器的一个或更多个传感器接收指示至少航天器202的位置和速度的传感器数据。例如，一个或更多个传感器可以对应于一个或更多个航空电子设备112。在框742处，方法700包括基于传感器数据确定航天器202的已知轨道状态。可以根据图1、图3及其对应描述来执行框740和框742。
[0106]
图15例示了根据示例实现方式的、与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。具体地，框744可以在框710之前执行。例如，当发起脱轨瞄准任务时，航天器可以经由用户接口110接收推进系统的类型的指示，或者航天器可以与特定类型的推进系统相关联，并且在发射航天器之前，可以将推进系统的类型的指示存储在存储器106中。在框744处，方法700包括确定推进系统124的类型。根据框710执行框746。在方框746处，方法700包括：基于推进系统124的类型，来计算航天器202的推进系统124的估计点火时间和推进系统的估计燃烧速度矢量。
[0107]
图16例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。框748是根据框710来执行的。在框748处，方法700包括：基于航天器202的期望路径角度和航天器相对于大气在预测大气进入位置处的期望速度，来计算航天器202的推进系统124的估计点火时间和推进系统的估计燃烧速度矢量。例如，期望的路径角度和期望的速度可以对应于以上关于图3、图5a和图5b描述的路径角度和速度目标。
[0108]
图17例示了根据示例实现方式的与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。具体地，框750和框752可以在框710之前执行。在示例内，框750和框752与框706和框708同时执行。在框750处，方法700包括：确定具有与航天器的对应已知轨道状态趋于一致的后向传播的轨道状态估计的范围目标和速度目标集。例如，范围目标和速度目标集可以对应于：迭代通过图5a中描绘的框308的流程图的框502至框508。在框752处，方法700包括：从范围目标和速度目标集，选择具有与对应已知轨道状态最接近地趋于一致的后向传播的轨道状态估计的最佳范围目标和速度目标。在这种情况下，最接近地趋于一致的后向传播轨道状态估计可能是与航天器202的投影路径最佳对准的轨道状态，或者最接近地趋于一致的后向传播轨道状态具有相对于航天器202的已知轨迹具有最小相对角度的轨迹(以与图5b所示的角度516类似的方式)。因此，根据图5a和图5b来执行框752。在示例内，这可以包括迭代通过框502至框508直到时间窗口结束为止，并且选择与航天器202的已知轨道状态最接近地趋于一致的范围目标和速度目标。在该示例中，范围目标和速度目标对应于来自范围目标和速度目标集的最佳范围目标和速度目标。还根据框710来执行框754。在框754处，方法700包括：使用来自范围目标和速度目标集的最佳范围目标和速度目标，来计算航天器202的推进系统124的估计点火时间和推进系统124的估计燃烧速度矢量。
[0109]
图18例示了根据示例实现方式的、与图7所示的方法一起使用的方法的流程图。具体地，框756至框764可以在框712之前执行。此外，在示例内，可以在框710之后执行框756至框764。在框756处，方法700包括确定前向传播的大气界面(atmospheric interface)，其中，前向传播的大气界面对应于：当基于估计点火时间、估计燃烧速度矢量和航天器202的已知轨道状态进入大气时，航天器所要经受的预期力特性。例如，前向传播的界面可以对应于以上关于图6a描述的估计大气进入位置。在框758处，方法700包括：基于预期力特性，来
确定航天器202在前向传播的大气界面处的估计范围误差和估计路径角度误差。例如，这可以被实现成以上关于图6b描述的成本函数的一部分。在框760处，方法700进一步包括：确定估计范围误差收敛在阈值范围误差内。在框762处，方法700进一步包括确定估计路径角度误差已经收敛在阈值路径角度误差内。在框764处，方法700包括：基于(i)确定估计范围误差收敛在阈值范围误差内以及(ii)确定估计路径角度误差已经收敛在阈值路径角度误差内，来计算实际点火时间和实际燃烧速度矢量。根据框712来执行框766。在框766处，方法700包括：在实际点火时间处并且根据实际燃烧速度矢量通过推进系统来执行燃烧脉冲。可以根据图1、图3、图6a、图6b、图7及其对应描述来执行框756至框766。
[0110]
图19例示了根据示例实现方式的、与图7所示的方法700一起使用的方法的流程图。在框768处，方法700包括：在执行燃烧脉冲之前，根据估计点火时间和估计燃烧速度矢量、基于已知大气条件和航天器202的已知轨道状态，来确定燃烧脉冲的模拟结果。在框770处，方法700包括：基于模拟结果来调整估计点火时间和估计燃烧速度矢量。可以根据图1、图3、图6a、图6b及其对应描述来执行框768和框770。
[0111]
此外，本公开包括根据以下条款的示例：
[0112]
条款1.一种使航天器脱轨的方法，所述方法包括如下步骤：通过所述航天器的计算设备，选择用于使所述航天器脱轨的目标着陆地点；在与使所述航天器脱轨相关联的预定时间窗口内进行如下操作：(i)通过所述计算设备，确定用于到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标，其中，所述预测大气进入位置对应于如下点，所述航天器在该点处与大气相互作用以便到达所述目标着陆地点；(ii)通过所述计算设备，确定所述航天器的后向传播的轨道状态估计，其中，所述航天器的所述后向传播的轨道状态估计对应于：所述航天器的基于所述范围目标和所述速度目标相对于所述预测大气进入位置的估计位置和路径角度；(iii)通过所述计算设备，将所述后向传播的轨道状态估计与所述航天器的已知轨道状态进行比较，以确定所述后向传播的轨道状态估计已经与所述已知轨道状态趋于一致；以及(iv)通过所述计算设备，使用所述范围目标和所述速度目标，基于确定所述后向传播的轨道状态估计已经与所述已知轨道趋于一致而计算(a)所述航天器的推进系统的估计点火时间以及(b)所述推进系统的估计燃烧速度矢量；并且在所述预定时间窗口的结束时间处或之前，通过所述推进系统根据所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量来执行燃烧脉冲。
[0113]
条款2.根据条款1所述的方法，其中，选择所述目标着陆地点包括：通过所述计算设备的用户接口，接收对用于使所述航天器脱轨的所述预定时间窗口的选择；确定多个地面位置，其中，所述航天器基于所述航天器的所述已知轨道状态和用于使所述航天器脱轨的所述预定时间窗口能够到达所述多个地面位置；以及从所述多个地面位置选择用于使所述航天器脱轨的所述目标着陆地点。
[0114]
条款3.根据条款2所述的方法，其中，从所述多个地面位置选择用于使所述航天器脱轨的所述目标着陆地点包括：至少基于与各个位置相关联的位置类型，来确定与所述多个地面位置中的各个地面位置相关联的优先级；以及选择具有最高优先级的着陆地点。
[0115]
条款4.根据条款3所述的方法，其中，所述航天器包括地面位置的数据库，并且其中，确定与所述多个地面位置中的各个地面位置相关联的优先级包括：从所述地面位置的数据库检索各个优先级。
[0116]
条款5.根据条款2至4中的任一项所述的方法，其中，从所述多个地面位置选择用于使所述航天器脱轨的所述目标着陆地点包括：基于目标地面位置的地图，确定基于所述航天器的所述已知轨道状态和用于使所述航天器脱轨的所述预定时间窗口，在所述地图上没有指定的着陆设施是能够到达的；以及响应于确定没有指定的着陆设施是能够到达的，基于所述航天器的所述已知轨道状态和用于使所述航天器脱轨的所述预定时间窗口来选择能够到达的紧急着陆位置，其中，所述紧急着陆位置对应于限定水表面上的区域的水区域多边形。
[0117]
条款6.根据条款5所述的方法，其中，选择所述紧急着陆位置包括：确定所述航天器的轨道路径穿过所述水区域多边形的边界；以及响应于确定所述航天器的所述轨道路径穿过所述水区域多边形的边界，选择所述紧急着陆位置。
[0118]
条款7.根据条款2至6中的任一项所述的方法，所述方法进一步包括：确定所述航天器在所述多个地面位置中的各个地面位置处的预期到达时间，其中，从所述多个地面位置选择用于使所述航天器脱轨的所述目标着陆地点包括：基于各个对应预期到达时间并基于各个对应优先级，来确定针对各个地面位置的着陆地点得分；以及从所述多个地面位置中选择具有最高着陆地点得分的特定地面位置，作为用于使所述航天器脱轨的所述目标着陆地点。
[0119]
条款8.根据条款1至7中的任一项所述的方法，所述方法进一步包括：从所述航天器的一个或更多个传感器接收传感器数据，该传感器数据指示至少所述航天器的位置和速度；以及基于所述传感器数据来确定所述航天器的所述已知轨道状态。
[0120]
条款9.根据条款1至8中的任一项所述的方法，所述方法进一步包括确定所述推进系统的类型，其中，计算所述航天器的所述推进系统的估计点火时间和所述推进系统的估计燃烧速度矢量包括：基于所述推进系统的所述类型来计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量。
[0121]
条款10.根据条款1至9中的任一项所述的方法，其中，计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量包括：基于所述航天器的期望路径角度和所述航天器相对于所述大气在所述预测大气进入位置处的期望的速度，来计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量。
[0122]
条款11.根据条款1至10中的任一项所述的方法，所述方法进一步包括在与使所述航天器脱轨相关联的所述预定时间窗口期间进行如下操作：确定具有与航天器的对应已知轨道状态趋于一致的后向传播的轨道状态估计的范围目标和速度目标集；从所述范围目标和速度目标集选择具有与对应已知轨道状态最接近地趋于一致的后向传播的轨道状态估计的最佳范围目标和速度目标，其中，所述范围目标和所述速度目标对应于来自所述范围目标和速度目标集的最佳范围目标和最佳速度目标，并且其中，使用所述范围目标和所述速度目标计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量包括：使用来自所述范围目标和速度目标集的最佳范围目标和最佳速度目标来计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量。
[0123]
条款12.根据条款1至11中的任一项所述的方法，所述方法进一步包括：确定前向
传播的大气界面，其中，所述前向传播的大气界面对应于：当基于所述估计点火时间、所述估计燃烧速度矢量和所述的航天器的所述已知轨道状态进入所述大气时所述航天器所要经受的预期力特性；基于所述预期力特性来确定所述航天器在所述前向传播的大气界面处的估计范围误差和估计路径角度误差；确定所述估计范围误差收敛在阈值范围误差内；确定所述估计路径角度误差已经收敛在阈值路径角度误差内；并且基于(i)确定所述估计范围误差收敛在阈值范围误差内以及(ii)确定所述估计路径角度误差已经收敛在阈值路径角度误差内来计算实际点火时间和实际燃烧速度矢量，其中，通过所述推进系统根据所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量执行所述燃烧脉冲包括：在所述实际点火时间处并且根据所述实际燃烧速度矢量来通过所述推进系统执行所述燃烧脉冲。
[0124]
条款13.根据条款1至12中的任一项所述的方法，所述方法进一步包括：在执行所述燃烧脉冲之前，根据所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量、基于已知大气条件和所述航天器的所述已知轨道状态确定所述燃烧脉冲的模拟结果；以及基于所述模拟结果，调整所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量。
[0125]
条款14.一种使航天器脱轨的系统，所述系统包括：航天器，所述航天器包括：计算设备，所述计算设备具有处理器和存储器，所述存储器存储能够由所述处理器执行的指令以进行如下操作：选择用于使所述航天器脱轨的目标着陆地点；在与使所述航天器脱轨相关联的预定时间窗口内：(i)确定用于到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标，其中，所述预测大气进入位置对应于如下点，所述航天器在该点处与大气相互作用以便到达所述目标着陆地点；(ii)确定所述航天器的后向传播的轨道状态估计，其中，所述航天器的所述后向传播的轨道状态估计对应于所述航天器的基于所述范围目标和所述速度目标相对于所述预测大气进入位置的估计位置和路径角度；(iii)将所述后向传播的轨道状态估计与所述航天器的已知轨道状态进行比较，以确定所述后向传播的轨道状态估计已经与所述已知轨道状态趋于一致；以及(iv)使用所述范围目标和所述速度目标，基于确定所述后向传播的轨道状态估计已经与所述已知轨道趋于一致而计算(a)所述航天器的推进系统的估计点火时间以及(b)所述推进系统的估计燃烧速度矢量；并且所述推进系统被配置成在所述预定时间窗口的结束时间处或之前，根据所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量执行燃烧脉冲。
[0126]
条款15.根据条款14所述的系统，其中，所述指令能够进一步由所述处理器执行以进行如下操作：通过所述计算设备的用户接口，接收对用于使所述航天器脱轨的所述预定时间窗口的选择；确定多个地面位置，其中，所述航天器基于所述航天器的所述已知轨道状态和用于使所述航天器脱轨的所述预定时间窗口能够到达所述多个地面位置；以及从所述多个地面位置选择用于使所述航天器脱轨的所述目标着陆地点。
[0127]
条款16.根据条款14至15中的任一项所述的系统，其中，所述航天器进一步包括：多个传感器，其中，所述指令能够进一步由所述处理器执行以从所述航天器的一个或更多个传感器接收传感器数据，该传感器数据指示至少所述航天器的位置和速度；以及基于所述传感器数据确定所述航天器的所述已知轨道状态。
[0128]
条款17.根据条款14至16中的任一项所述的系统，其中，所述航天器进一步包括：推进系统特性的数据库，其中，所述指令能够进一步由所述处理器执行以确定所述推进系统的类型，其中，计算所述航天器的所述推进系统的估计点火时间和所述推进系统的估计
燃烧速度矢量包括：使用所述推进系统特性的数据库，基于所述推进系统的所述类型，来计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量。
[0129]
条款18.根据条款14至17中的任一项所述的系统，其中，所述航天器进一步包括：所述航天器上的与所述航天器的路径角度和所述航天器相对于所述大气的速度相关联的已知大气压力的数据库，其中，计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量包括：基于所述航天器的期望路径角度和所述航天器相对于所述大气在所述预测大气进入位置处的期望的速度，来计算所述航天器的所述推进系统的所述估计点火时间和所述推进系统的所述估计燃烧速度矢量。
[0130]
条款19.根据条款14至18中的任一项所述的系统，其中，所述航天器进一步包括：用于使所述航天器脱轨的模拟系统，其中，所述指令能够进一步由所述处理器执行以：在执行所述燃烧脉冲之前，根据所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量、基于已知大气条件和所述航天器的所述已知轨道状态来确定所述燃烧脉冲的模拟结果；以及基于所述模拟结果，调整所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量。
[0131]
条款20.一种非暂时性计算机可读介质，所述非暂时性计算机可读介质上存储有指令，当所述指令被计算设备的一个或更多个处理器执行时，所述指令致使所述计算设备执行以下功能：选择用于使航天器脱轨的目标着陆地点；在与使所述航天器脱轨相关联的预定时间窗口内：(i)确定用于到达预测大气进入位置的范围目标和速度目标，其中，所述预测大气进入位置对应于如下点，所述航天器在该点处与大气相互作用以便到达所述目标着陆地点；(ii)确定所述航天器的后向传播的轨道状态估计，其中，所述航天器的所述后向传播的轨道状态估计对应于所述航天器的基于所述范围目标和所述速度目标相对于所述预测大气进入位置的估计位置和路径角度；(iii)将所述后向传播的轨道状态估计与所述航天器的已知轨道状态进行比较，以确定所述后向传播的轨道状态估计已经与所述已知轨道状态趋于一致；以及(iv)使用所述范围目标和所述速度目标基于确定所述后向传播的轨道状态估计已经与所述已知轨道趋于一致而计算(a)所述航天器的推进系统的估计点火时间以及(b)所述推进系统的估计燃烧速度矢量；并且在所述预定时间窗口的结束时间处或之前，通过所述推进系统根据所述估计点火时间和所述估计燃烧速度矢量来执行燃烧脉冲。
[0132]
因此，在示例内，描述了能够执行本文描述的功能的稳健且准确的机载脱轨系统。通过在机上执行这些功能，而不是依靠与地面系统的通信，所公开的实施方式和示例允许后向传播的燃烧估计，其由已知轨道状态实时或接近实时地进行审查，并迅速地进行。因此，即使在所选时间窗口很窄或需要紧急着陆的示例中，也可以可靠且有效地实现脱轨处理，而没有与空对地通信相关联的延迟和错误。
[0133]
本文使用的术语“基本上”、“类似性”和“大约”意味着不需要精确地实现所列举的特征、参数或值，而是包括例如公差、测量误差、测量精度限制和本领域技术人员已知的其它因素的偏差或变化可能以不排除该特性旨在提供的效果的量出现。
[0134]
本文公开的系统、设备和方法的不同示例包括各种部件、特征和功能。应该理解的是，本文公开的系统、设备和方法的多种示例可以以任何组合或任何子组合的形式包括本文公开的系统、设备和方法的其它示例中的任何示例的部件、特征和功能中的任何部件、特
征和功能，并且所有这些可能性都是旨在落在公开内容的范围内。
[0135]
已经出于例示和描述的目的呈现了不同的有利布置的描述并且其不旨在是穷举的或限于所公开的形式的示例。对于本领域普通技术人员而言，许多修改和变型将是显而易见的。此外，与其它有利示例相比，不同的有利示例可以描述不同的优点。选择和描述所选示例是为了最好地解释示例的原理、实际应用、并使得本领域的其它普通技术人员能够理解具有适合于所设想的特定用途的各种修改的各种示例的公开内容。