一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法技术

本发明专利技术提出了一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法，通过选择轨道平近点角实现星下点准确经过预定落点，通过调整轨道半长轴使轨道满足回归特性，建立轨道半长轴和轨道平近点角2个参数双层迭代求解流程，得到轨道倾角、轨道半长轴和轨道平近点角相互匹配的设计参数，保证了飞船星下点轨迹每回归周期准确经过预定落点。

【技术实现步骤摘要】
一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法
：本专利技术涉及飞行器轨道设计
，具体涉及一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法。
技术介绍
为了保证载人飞船每天能够为航天员提供返回着陆国内预定着陆场的机会，我国载人航天工程载人飞船轨道设计一直遵循回归轨道的设计原则，一期工程载人飞行和二期工程交会对接的载人飞船采用的是2天回归轨道。三期空间实验室和空间站工程中，载人飞船运行轨道高度和轨道倾角与一、二期工程相比发生了变化。三期工程飞船拟采用3天回归轨道，不再通过轨道机动控制对空间实验室和空间站相对飞船的初始相位进行调整。在轨道倾角和轨道高度在一定范围内变化、轨道初始相位不确定的条件下，飞船轨道的回归特性和返回特性将发生较大的改变。为了保证三期工程载人飞船仍能返回预定着陆场，需进行基于准确返回预定着陆场的三天回归轨道设计，为三期工程载人飞船返回轨道设计和控制实施提供依据。因此，飞船返回预定落点回归轨道设计是空间实验室和空间站工程轨道设计的技术要点之一，目前尚没有相关的轨道设计方法。
技术实现思路
：本专利技术需解决技术问题在于提供一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法。为解决上述技术问题，本专利技术提供的一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法包括如下步骤：1)设置初始轨道参数，包括轨道半长轴初值a0、轨道偏心率初值e0、轨道倾角初值θ0、升交点经度初值D0、轨道近地点幅角初值ω0、轨道平近点角初值M0、飞船质量和迎风面积、轨道力模型，轨道力模型包括：地球中心引力和地球形状引力摄动；2)设置轨道设计条件，包括：标称落点经度L0、纬度B0，初始返回圈号qr，轨道回归周期天数i，轨道回归周期圈数ki，落点经度收敛门限εL和回归圈升交点经度收敛门限ελn；3)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；4)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0-L(qr)，L(qr)为初始返回圈号qr星下点纬度为B0的经度；计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)-λ(qr)，λ(qr)为初始返回圈号qr的升交点经度，λ(qr+ki)为初始返回圈号qr+ki的升交点经度；5)根据下列公式由返回圈星下点经度差ΔL计算轨道平近点角偏差ΔM；其中为航天器轨道平面在惯性空间进动的平均角速度，μ为地球引力常数，Re为地球赤道参考半径，a为轨道半长轴，θ为轨道倾角，e为轨道偏心率，n为轨道平均角速度，ωe为地球自转角速度；6)修正轨道平近点角，M＝M0+ΔM；7)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；8)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0-L(qr)，计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)-λ(qr)；9)判断返回圈星下点经度差是否满足ΔL＜εL；若不满足，则返回到5)，重复5)-9)；若满足，则转到10)；10)根据下列公式由回归圈升交点经度差Δλn计算轨道半长轴修正量Δa；其中，ki为回归周期圈数，i＝1，2，3，k1＝k；k2＝2k+1；k3＝3k+1和3k+2，ωe为地球自转角速度，为航天器轨道平面在惯性空间进动的平均角速度，J2为地球引力摄动项，ω为轨道近地点幅角；11)修正轨道半长轴，a＝a0+Δa；12)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；13)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0-L(qr)，计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)-λ(qr)；14)同时判断返回圈星下点经度差是否满足ΔL＜εL和回归圈升交点经度差是否满足Δλn＜ελn；若不满足，则返回到5)，重复5)-14)；若满足，则转到15)；15)计算结束，得到满足返回预定落点和回归特性的设计轨道根数为a，e0，θ0，D0，ω0，M。本专利技术提出了一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法，通过选择轨道平近点角实现星下点准确经过预定落点，通过调整轨道半长轴使轨道满足回归特性，建立轨道半长轴和轨道平近点角2个参数双层迭代求解流程，得到轨道倾角、轨道半长轴和轨道平近点角相互匹配的设计参数，保证飞船星下点轨迹每回归周期准确经过预定落点。附图说明：图1是本专利技术飞船返回预定落点回归轨道设计的计算流程图。图2是实例3天回归轨道初始返回圈为15圈的设计轨道参数关系图。图3是实例3天回归轨道初始返回圈为30圈的设计轨道参数关系图。图4是实例3天回归轨道初始返回圈为46圈的设计轨道参数关系图。图5是实例2天回归轨道初始返回圈为15圈的设计轨道参数关系图。图6是实例2天回归轨道初始返回圈为31圈的设计轨道参数关系图。具体实施方式：一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法，是通过选择轨道平近点角实现星下点准确经过预定落点，通过调整轨道半长轴使轨道满足回归特性，建立轨道半长轴和轨道平近点角2个参数双层迭代求解流程，得到轨道倾角、轨道半长轴和轨道平近点角相互匹配的设计参数，保证飞船星下点轨迹每回归周期准确经过预定落点。该方法包括如下步骤：步骤一、建立星下点经过预定落点的算法考虑地球引力摄动J2项的影响，航天器轨道平面在惯性空间进动的平均角速度为：式中，μ为地球引力常数，Re为地球赤道参考半径，a为轨道半长轴，θ为轨道倾角，e为轨道偏心率；航天器星下点轨迹可用下述方程描述：Δλ＝arctan(cosθtanu)(3)式中，为地心纬度，L为经度，u为轨道纬度幅角，λ0为初始升交点经度，Δλ为轨道纬度幅角u相距升交点的经度差，ωe为地球自转角速度，t为从初始升交点起算的时间；式(4)两端求经度L对时间t的差分：已知轨道平近点角M与轨道平均角速度n的关系为：M＝nt(6)式(6)两端求轨道平近点角M对时间t的差分：ΔM＝n·Δt(7)则式(5)可改写为：因此得到：式(9)表明，星下点经度偏差ΔL可通过调整轨道平近点角ΔM消除；设轨道平近点角初值为M0，则消除星下点经度偏差ΔL的轨道平近点角M为：M＝M0+ΔM(10)因此，通过选择轨道平近点角可实现星下点准确经过预定落点；当进行星下点轨迹设计时，ΔL即为按照预定落点纬度为基准的星下点与预定落点的经度差，通过调整轨道平近点角ΔM，使得ΔL＝0，即得到了星下点轨迹经过预定落点的轨道平近点角M；步骤二、建立回归轨道的算法轨道每运行一圈升交点经度的西退量λn为：式中，Tn为地球引力摄动J2项影响下的轨道交点周期；式中，T为轨道周期，ω为轨道近地点幅角；轨道周期与轨道半长轴的关系为：式中，μ为地球引力常数；定义：则有：Tn＝CTn·T(15)轨道运行1天后升交点经度再次回到初始升交点附近，相邻圈升交点的最宽间隔即为轨道每运行一圈升交点经度的西退量；设k为1天内星下点轨迹的整数圈次，k＝int[2π/λn]，1天回归轨道升交点经度间隔的条件为：kλn＝2π，k为1天回归轨道的回归周期圈数；同理，2天回归轨道升交点经度间隔的条件为：(2k+1)λn＝4π，2k+1为2天回归轨道的回归周期圈数；3天回归轨道升交点经度间隔的条件为：(3k+1)λn＝6π和(3k+2)λn＝6π，3k+1和3k+2为3天回归轨道的回归周期圈数；设回归周期圈数为ki，统一1天-3天回归轨道升交点经度间隔的条件为：当轨道交点周期存在偏差ΔTn时，则有：式中，Δλn为相邻回归圈的升交点经度偏差；整理式(17)，得到：式(15)两本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法，其特征在于包括如下步骤：1)设置初始轨道参数，包括轨道半长轴初值a0、轨道偏心率初值e0、轨道倾角初值i0、升交点经度初值D0、轨道近地点幅角初值ω0、轨道平近点角初值M0、飞船质量和迎风面积、轨道力模型，轨道力模型包括：地球中心引力、地球形状引力摄动；2)设置轨道设计条件，包括：标称落点经度L0、纬度B0；初始返回圈号qr；轨道回归周期天数i；轨道回归周期圈数ki；落点经度收敛门限εL；回归圈升交点经度收敛门限ελn；3)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；4)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0‑L(qr)，L(qr)为初始返回圈号qr星下点纬度为B0的经度；计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)‑λ(qr)，λ(qr)为初始返回圈号qr的升交点经度，λ(qr+ki)为初始返回圈号qr+ki的升交点经度；5)根据下列公式由返回圈星下点经度差ΔL计算轨道平近点角偏差ΔM；ΔM=-ΔL·n/(ωe-Ω.)]]>其中Ω.=-1.5J2μRe2cosi/[a7/2(1-e2)2]]]>为航天器轨道平面在惯性空间进动的平均角速度，μ为地球引力常数，Re为地球赤道参考半径，a为轨道半长轴，i为轨道倾角，e为轨道偏心率，n为轨道平均角速度，ωe为地球自转角速度；6)修正轨道平近点角，M＝M0+ΔM；7)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；8)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0‑L(qr)，计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)‑λ(qr)；9)判断返回圈星下点经度差是否满足ΔL＜εL；若不满足，则返回到5)，重复5)‑9)；若满足，则转到10)；10)根据下列公式由回归圈升交点经度差Δλn计算轨道半长轴修正量Δa；Δa=Δλn/[CTn·ki·(ωe-Ω.)]·μ/a/6π,i=1,2,3]]>其中，CTn={1+3J2Re28a2[(-12-22e2)+(16+29e2)sin2i+(16-20sin2i)ecosω-(-12-15sin2i)e2cos2ω]}]]>ki为回归周期圈数，i＝1，2，3，k1＝k；k2＝2k+1；k3＝3k+1和3k+2，ωe为地球自转角速度，为航天器轨道平面在惯性空间进动的平均角速度，J2为地球引力摄动项，ω为轨道近地点幅角；11)修正轨道半长轴，a＝a0+Δa；12)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；13)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0‑L(qr)，计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)‑λ(qr)；14)同时判断返回圈星下点经度差是否满足ΔL＜εL和回归圈升交点经度差是否满足Δλn＜ελn；若不满足，则返回到5)，重复5)‑14)；若满足，则转到15)；15)计算结束，得到满足返回预定落点和回归特性的设计轨道参数轨道半长轴a和轨道平近点角M，即满足返回预定落点和回归特性的设计轨道根数为a，e0，i0，D0，ω0，M。...

【技术特征摘要】
1.一种飞船返回预定落点回归轨道设计方法，其特征在于包括如下步骤：1)设置初始轨道参数，包括轨道半长轴初值a0、轨道偏心率初值e0、轨道倾角初值θ0、升交点经度初值D0、轨道近地点幅角初值ω0、轨道平近点角初值M0、飞船质量和迎风面积、轨道力模型，轨道力模型包括：地球中心引力和地球形状引力摄动；2)设置轨道设计条件，包括：标称落点经度L0、纬度B0，初始返回圈号qr，轨道回归周期天数i，轨道回归周期圈数ki，落点经度收敛门限εL和回归圈升交点经度收敛门限ελn；3)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；4)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0-L(qr)，L(qr)为初始返回圈号qr星下点纬度为B0的经度；计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)-λ(qr)，λ(qr)为初始返回圈号qr的升交点经度，λ(qr+ki)为初始返回圈号qr+ki的升交点经度；5)根据下列公式由返回圈星下点经度差ΔL计算轨道平近点角偏差ΔM；其中为航天器轨道平面在惯性空间进动的平均角速度，μ为地球引力常数，Re为地球赤道参考半径，a为轨道半长轴，θ为轨道倾角，e为轨道偏心率，n为轨道平均角速度，ωe为地球自转角速度；6)修正轨道平近点角，M＝M0+ΔM；7)数值积分计算各圈纬度为B0的星下点经度L，计算各圈升交点经度λn；8)计算返回圈星下点经度差ΔL＝L0-L(qr)，计算回归圈升交点经度差Δλn＝λ(qr+ki)-λ(qr)...

【专利技术属性】
技术研发人员：李革非，宋军，颜华，郝大功，谢剑锋，刘成军，陈明，徐海涛，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三九二零部队，
类型：发明
国别省市：北京;11