航天器受控再入落区预示方法与流程

本发明涉及一种航天器受控再入落区预示方法。

背景技术

随着我国空间飞行航天器的发展，近地轨道运行的大型载人航天器(空间实验室、货运飞船、空间站)和大型近地遥感航天器平台等面临任务完成后末期的处置问题，为避免在轨航天器成为太空碎片，需要对他们进行实施控制再入，以彰显我国负责任大国的形象。

航天器再入过程中，在大气阻力或控制系统作用下，轨道逐渐降低，当降低到100km～120km左右高度时，大气密度较大，轨道高度迅速降低，受到气动加热作用加剧。在气动热和气动力的双重作用下，卫星会发生解体。航天器解体后会成为碎片，为分析解体后再入地面后碎片的分布范围，为受控再入方案提供参考，需要研究一种航天器受控再入落区的仿真方法，对碎片的散布范围进行预示。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种航天器受控再入落区预示方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器受控再入落区预示方法，包括以下步骤：

a.根据航天器受控再入后的运行轨道，包括轨道历元和轨道六要素，得到再入点的初始参数，包括再入角、经纬度、惯性速度、倾角和地心距等；

b.对航天器的外形和质量特性进行分析，得出航天器带翼、断翼和无翼飞行过程的气动特性参数，包括升力系数，阻力系数，俯仰力矩、滚动力矩和偏航力矩系数，并分析航天器在不同飞行过程的配平状态和平衡点位置；

c.根据所述b步骤的仿真分析结果，在所述a步骤确定的再入弹道初始条件的基础上，计算航天器带翼飞行过程、航天器断翼飞行过程和航天器无翼飞行过程的标称弹道；

d.结合航天器设备的外形和材料属性，对航天器进行解体和设备烧蚀分析，获取陨落于地面的未烧蚀的设备碎片；

e.对分析后的未烧蚀的航天器设备碎片按照气动力工程估算公式计算设备碎片的气动特性参数，包括升力系数，阻力系数，俯仰力矩、滚动力矩和偏航力矩系数，并分析航天器在不同飞行过程的配平状态和平衡点位置；

f.对未烧蚀的航天器设备碎片进行弹道计算，得出陨落于地面的未烧蚀设备碎片位置，对陨落于地面的设备碎片位置包络进行统计，得到标称航天器再入落区的范围；

g.对再入过程不同阶段的误差因素影响进行分析，并在航天器及设备碎片再入弹道仿真分析过程中引入分析得到的误差因素，采用极限法及蒙特卡洛法进行仿真打靶，对陨落于地面的设备碎片位置包络进行统计，得到航天器再入后的落区范围。

根据本发明的一个方面，在所述g步骤中，误差因素影响包括不同碎片影响、爆炸冲击影响、解体高度影响、太阳翼断裂高度影响、升力方向影响、大气参数影响、气动力模型影响、质量特性影响、再入点位置影响、再入角影响和再入速度影响。

根据本发明的航天器受控再入落区预示方法能够对受控再入航天器再入地面的落区散布范围进行分析，给受控再入实施方案提供参考，避免航天器落入地面造成的人员伤亡和财产损失。本方法可应用于需要实施受控再入的航天器再入地面落区预示。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示意性表示根据本发明的航天器受控再入落区预示方法的流程图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1示意性表示根据本发明的航天器受控再入落区预示方法的流程图。

如图1所示，根据本发明的航天器受控再入落区预示方法包括以下步骤：

a.根据航天器受控再入后的运行轨道，包括轨道历元和轨道六要素，得到再入点(约100km高度)的初始参数，包括再入角、经纬度、惯性速度、倾角和地心距等；

b.对航天器的外形和质量特性进行分析，得出航天器带翼、断翼和无翼飞行过程的气动特性参数，包括升力系数，阻力系数，俯仰力矩、滚动力矩和偏航力矩系数，并分析航天器在不同飞行过程的配平状态和平衡点位置；

c.根据所述b步骤的仿真分析结果，在所述a步骤确定的再入弹道初始条件的基础上，计算航天器带翼飞行过程、航天器断翼飞行过程和航天器无翼飞行过程的标称弹道；

d.结合航天器设备的外形和材料属性，对航天器进行解体和设备烧蚀分析，获取陨落于地面的未烧蚀的设备碎片；

e.对分析后的未烧蚀的航天器设备碎片按照气动力工程估算公式计算设备碎片的气动特性参数，包括升力系数，阻力系数，俯仰力矩、滚动力矩和偏航力矩系数，并分析航天器在不同飞行过程的配平状态和平衡点位置；

f.对未烧蚀的航天器设备碎片进行弹道计算，得出陨落于地面的未烧蚀设备碎片位置，对陨落于地面的设备碎片位置包络进行统计，得到标称航天器再入落区的范围；

g.对再入过程不同阶段的误差因素影响进行分析，并在航天器及设备碎片再入弹道仿真分析过程中引入分析得到的误差因素，采用极限法及蒙特卡洛法进行仿真打靶，对陨落于地面的设备碎片位置包络进行统计，得到航天器再入后的落区范围。

根据本发明的一种实施方式，在上述b步骤中，采用cfd仿真模拟分析航天器的气动特性。

根据本发明的一种实施方式，在上述g步骤中，误差因素影响包括不同碎片影响、爆炸冲击影响、解体高度影响、太阳翼断裂高度影响、升力方向影响、大气参数影响、气动力模型影响、质量特性影响、再入点位置影响、再入角影响和再入速度影响。

根据本发明的航天器受控再入落区预示方法是利用航天器受控再入后的在轨飞行轨道数据，对再入前的轨道进行分析，结合再入过程中解体前后航天器的相关气动参数对再入过程中的弹道进行分析，给出航天器受控再入后碎片的标称散布范围。

根据本发明的航天器受控再入落区预示方法根据各项误差因素(轨控误差、再入角误差、再入速度误差、大气参数误差、质量特性误差、再入点误差、气动力模型误差)对碎片的散布范围进行打靶仿真分析，得到碎片再入落区的包络。

根据本发明的航天器受控再入落区预示方法能够对受控再入航天器再入地面的落区散布范围进行分析，给受控再入实施方案提供参考，避免航天器落入地面造成的人员伤亡和财产损失。本方法可应用于需要实施受控再入的航天器再入地面落区预示。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。