航天器再入段航程预报方法与流程

本发明涉及一种航天器再入段航程预报方法。

背景技术：

返回是指航天器沿其运行轨道或者经过变轨后沿过渡轨道进入地球大气层，在空气动力的作用下减速并着陆的过程。航天器在返回过程中的运行轨迹称为返回轨道。航天器在大气层内飞行起点至终点经历的地心角称为再入航程角。以一定参考半径衡量，再入航程角对应的圆弧长度为再入航程。

在诸多再入飞行规划与决策问题中，需要对航天器再入大气层的飞行航程进行预报，根据预报再入航程调整飞行任务规划与再入飞行策略。

航天器返回再入航程预报问题的核心是在确定的再入条件下，通过数值计算或者解析计算的方式获得再入段飞行航程。通过数值计算的方式，对航天器器载计算机的计算能力要求较高。解析计算的方式，对航天器器载计算机的计算能力要求较低，计算简单，效率高。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种航天器再入段航程预报方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器再入段航程预报方法，包括以下步骤：

a.建立航天器再入段航程预报方程；

b.求解航天器再入段航程的拟合系数；

c.评定航天器再入段航程的预报误差；

d.确定航天器再入点速度值和再入角；

e.计算航天器再入段航程。

根据本发明的一个方面，在所述a步骤中，选定预报方程的初始阶次，确定航天器再入段航程预报方程和需要求解的预报系数。

根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，在确定的航天器再入速度范围和再入角范围内固定再入段倾侧角进行再入段六自由度仿真，记录每条再入弹道的再入速度、再入角和再入段航程，根据六自由度仿真结果，以再入速度、再入角和再入段航程作为输入值，求解关于预报系数的线性方程组，得出确定的再入段倾侧角下不同再入速度范围和不同再入角范围组合对应的再入段航程拟合系数。

根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，在确定再入段航程拟合系数的基础上，根据六自由度再入弹道的航程仿真结果与采用再入段航程预报方程的预报结果，计算预报误差，然后根据预报误差与期望预报误差的关系，调整再入段航程预报方程的阶次。

根据本发明的一个方面，在所述d步骤中，对于需要进行再入段航程预报的应用，计算再入前滑行轨道至再入点，得到再入速度和再入角。

根据本发明的一个方面，在所述e步骤中，根据再入速度和再入角确定再入段航程拟合系数，以再入速度和再入角作为输入值，采用再入段航程预报方程计算再入段航程。

根据本发明的航天器再入段航程预报方法，通过拟合公式计算再入段航程，可提高计算效率，同时具备较高的计算精度，适用于航天器再入返回再入段航程快速预报。

采用该方法可以快速预报航天器再入段航程，对亚轨道再入、近地轨道再入和深空跳跃式再入的再入段航程预报具有实际应用价值。

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再入段航程预报方法的流程图；

图2示意性表示航天器再入航程示意图。

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再入段航程预报方法的流程图。图2示意性表示航天器再入航程示意图。

如图1所示，根据本发明的航天器再入段航程预报方法包括以下步骤：

a.建立航天器再入段航程预报方程；

b.求解航天器再入段航程的拟合系数；

c.评定航天器再入段航程的预报误差；

d.确定航天器再入点速度和再入角；

e.计算航天器再入段航程。

在本发明中，对于给定的再入速度和再入角，再入段航程与再入段的倾侧角直接相关，对于确定的倾侧角，再入段航程可以采用再入速度和再入角的多项式进行拟合。

在上述a步骤中，将航天器再入段航程表达为再入速度和再入角的多项式。选定预报方程的初始阶次，确定航天器再入段航程预报方程和需要求解的预报系数。

在上述b步骤中，在确定的航天器再入速度范围和再入角范围内固定再入段倾侧角进行再入段六自由度仿真，记录每条再入弹道的再入速度、再入角和再入段航程，根据六自由度仿真结果，以再入速度、再入角和再入段航程作为输入值，求解关于预报系数的线性方程组，得出确定的再入段倾侧角下不同再入速度范围和不同再入角范围组合对应的再入段航程拟合系数。在本实施方式中，通过求解关于预报系数的线性方程组，确定再入段航程的拟合系数表。

在上述c步骤中，根据再入段航程的拟合系数预报再入段航程，得出再入段航程预报误差，根据预报与期望的预报误差调整步骤1中再入航程预报方程的阶次。

在本发明中，在确定再入段航程拟合系数的基础上，根据六自由度再入弹道的航程仿真结果与采用再入段航程预报方程的预报结果，计算预报误差，然后根据预报误差与期望预报误差的关系，调整再入段航程预报方程的阶次。

在上述d步骤中，对于需要进行再入段航程预报的应用，计算再入前滑行轨道至再入点，得到再入速度和再入角。

在本发明中，确定再入点速度大小和再入角：根据航天器进入大气层前的滑行轨道，计算得出再入点航天器相对于地球的速度大小和相对速度与当地水平面的夹角，即再入角。

在上述e步骤中，根据再入速度和再入角确定再入段航程拟合系数，以再入速度和再入角作为输入值，采用再入段航程预报方程计算再入段航程。

根据本发明的上述航天器再入段航程预报方法，提供一种具体实施方式如下：

a.建立再入段航程预报方程

记n为再入段航程预报方程的阶次。记再入段航程为s，再入速度为ve，再入角为θ，再入段航程可采用下式表达：

s＝c11+c12ve+c13ve²+(c21+c22ve+c23ve²)θ+(c31+c32ve+c33ve²)θ²+…+(cn1+cn2ve+cn3ve²)θ^n-1；

其中c11，c12，c13，c21，c22，c23，c31，c32，c33…cn1，cn2，cn3为预报系数。

对于一般再入段航程预报应用问题，可取n＝4,若需要提高预报精度，可增大n，根据评定的预报误差确定合适的阶次。

b.求解再入段航程的拟合系数

记再入速度的范围为vmin～vmax，记再入角的范围为θmin～θmax。以一定的步长vc将再入速度范围离散成k个区间，vmin<v1<v2…<vk-1<vmax,以一定的步长θc将再入角范围离散成m个区间，θmin<θ1<θ2<…<θm-1<θmax。

在再入速度的每个区间内以一定的步长将区间离散成p个点，在再入角的每个区间内以一定的步长将再入角离散成q个点，为在每个再入速度区间和再入角区间组合上再入航程预报系数有确定的解，需满足pq>3n。

对于每一组再入速度vi(i＝1，2,…，p)和再入角θj(j＝1，2,…，q)组合，采用固定的再入段倾侧角进行六自由度仿真，记录再入段航程sj。在已知再入速度和再入角的情况下，将再入段航程写成关于预报系数的线性方程组：ac＝s。其中，矩阵a每行的元素如下：

ar1＝1，ar2＝ve，ar3＝ve²，ar4＝θ，ar5＝veθ，ar6＝ve²θ,ar7＝θ²，ar8＝veθ²,ar9＝ve²θ²,ar10＝θ³,ar11＝veθ³,ar12＝ve²θ³,r＝1，2，…，pq。

c为c11,c12,c13,c21,c22,c23,c31,c32,c33…cn1,cn2,cn3组成的系数向量。s为sj组成的列向量，其每行与矩阵a中每行的再入速度和再入角对应。c采用公式求解：c^*＝ps。其中，p为矩阵a的moore-penrose伪逆，通过对矩阵a进行奇迹值分解并将小于要求精度的值置0获得矩阵a的moore-penrose伪逆。

对于不同的再入速度区间与再入角区间组合，均采用上述方法求解系数向量c^*，形成以再入速度作为行索引、以再入角作为列索引的预报系数向量表。

c.评定再入段航程的预报误差

将步骤b中求得的系数c^*代人预报方程，采用下式评定预报误差：e＝ac^*-s。

对于不同的再入速度区间与再入角区间组合，将预报误差与期望的预报误差对比，若预报误差不满足要求，需要进一步提高预报精度，可增大此区间组合上预报方程的阶次n，重新进行步骤1～步骤2，预报误差均满足要求时进入步骤d。

d.确定再入点速度大小和再入角

对于需要进行再入段航程预报的实际应用问题，计算再入前的滑行轨道至再入点，获得再入点速度v和再入角θ，作为再入段航程预报的输入。

e.计算再入段航程

对于需要进行再入段航程预报的实际应用问题，根据再入点速度v和再入角θ确定再入速度所属的区间和再入角所属的区间，通过查表确定预报系数c^*，采用再入段航程预报方程计算预报航程s^*：

s^*＝c11+c12ve+c13ve²+(c21+c22ve+c23ve²)θ+(c31+c32ve+c33ve²)θ²+…+(cn1+cn2ve+cn3ve²)θ^n-1。

对于再入速度变化与再入角变化成线性关系的再入段航程预报实际应用问题，可仅采用再入角或再入速度作为索引量制作预报系数向量表，并在计算再入段航程时仅采用再入角或再入速度作为索引量进行查表，确定预报系数c^*。

根据本发明的航天器再入段航程预报方法，通过拟合公式计算再入段航程，可提高计算效率，同时具备较高的计算精度，适用于航天器再入返回再入段航程快速预报。

采用该方法可以快速预报航天器再入段航程，对亚轨道再入、近地轨道再入和深空跳跃式再入的再入段航程预报具有实际应用价值。

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。