一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法技术

本发明专利技术一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，通过该方法可获得风场使乘降落伞下降的返回舱漂移而引起的着陆点偏差，将该偏差量以参数形式注入载人飞船，使得飞船的落点精度不受风场的影响。本发明专利技术设计以工作模式为依据划分算法求解流程，流程由多个特征计算模块组成，模块均使用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，细化工作模块的求解控制。通过对多个特征计算模块集成求解流程的执行，获得减速着陆工作段精确的风漂偏差，解决了飞船开伞后由于风场变化、工作模式等导致落点精度发生偏差的问题。本发明专利技术可应用于航天器减速着陆系统工作段的落点精度风修控制。

【技术实现步骤摘要】

本专利属于航天器系统设计领域，涉及一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，适用于航天器减速着陆系统的风修正精确计算。
技术介绍
对于载人航天器而言，返回舱的落点要求较其他无人航天器更高，落点的精度控制涉及到落区的选择、航天员的搜救、着陆后的地面保障等一系列问题。而使用降落伞柔性结构作为减速装置，在其工作阶段受当地风场的影响较大，这就要求在载人飞船返回舱返回时，对降落伞系工作段实施风修正。且由于载人飞船回收着陆系统的工作模式多样，降落伞系组成较一般航天器也复杂的多，导致其特定模式下的降落伞系工作阶段也比较多，这样的多工作模式下的风修正计算对精度的要求就更高。在工程应用中，对减速着陆系统的落点风修正计算，通常的做法是采用飞行力学弹道公式简单估算落点偏差，不考虑阻力特征变化与工作阶段的匹配问题，采用此种方法对多工作模式多工作阶段的减速着陆系统的落点风修正精度难以保证，偏差较大。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，解决航天器减速着陆段多工作模式的风修正技术，即提高多工作模式多工作阶段导致对风修正的精度要求，以及提高对落点精度的控制。本专利技术的技术方案是：一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，步骤如下：1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点h0，着陆场高程值h1，确定待分析任务风修正高度范围；测量获得着陆场高程值h，风向角α，风速w；2)获得待分析任务航天器返回舱的初始速度u0、初始方位角A、弹道倾角θ、地球半径值r以及理论着陆点经纬度λ0、φ0，依据航天器返回舱减速着陆系统遥测参数，确定待分析任务的工作模式；所述航天器返回舱减速着陆系统遥测参数包括减速着陆系统开关参数、开伞状态判别参数；3)根据减速着陆系统方案设计的功能要求、减速效能指标及系统布局，确认减速着陆系统的降落伞系组成，得到对应待分析任务工作模式下包含的工作阶段，包括降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满阶段；4)确定对应待分析任务工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数mi，即获得单舱、弹伞舱盖、拉伞各工作特征时刻的质量参数值；5)计算获得降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满上述各工作阶段的特征时间tp；6)采用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，确定各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CDS)p；7)将所得到的包含高程值h、风向角α、风速w的着陆场气象参数值，包含初始速度u0、初始方位角A、弹道倾角θ、地球半径r以及理论着陆点经度λ0、纬度φ0的航天器返回舱返回再入参数，各工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数mi，不同工作阶段的特征时间tp，不同工作阶段的降落伞阻力特征参数(CDS)p，带入到降落伞系各工作阶段特征动力学计算程序中，得到各工作阶段的航向风修正量ΔRLi和横向风修正量ΔZi，根据待分析任务工作模式包含的工作阶段数，求和各工作阶段下的ΔRLi和ΔZi，其中ΔRLi和ΔZi对应于第i个工作阶段；进而得到待分析任务工作模式下的风修正量ΔRL和ΔZ；8)根据公式Δλ＝-(ΔRLsinA+ΔZcosA)/[cos(φ0+Δφ)(r+h1)]，Δφ＝-(ΔRLcosA-ΔZsinA)/(r+h1)计算得到待分析任务风修正的经纬度偏差量Δλ、Δφ；其中，ΔRL为该工作模式下航向风修正量；ΔZ为该工作模式下横向风修正量；A为初始方位角；r为地球半径；h1为着陆场高程值；φ0为理论着陆点纬度；9)将本方法计算得到的该经纬度偏差量Δλ、Δφ作为航天器的注入参数，发送给航天器控制系统，对落点进行精确控制。所述步骤5)中各工作阶段的特征时间tp的具体确定方法为：伞系拉直特征时间tpL、收口充满特征时间tpS、全充满特征时间tpM由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，伞系收口充气特征时间tpC＝8.0×D0/vpC×[(CDS)pS/(CDS)pM]1/2，解除收口充气特征时间tpJ＝2.0×D0/vpJ×[1-(CDS)pS/(CDS)pM]1/2；其中vpC表示伞系收口充气开始时刻的舱伞系统速度；vpJ表示伞系解除收口充气开始时刻的舱伞系统速度；D0表示伞系名义直径；(CDS)pS表示伞系收口阻力特征参数；(CDS)pM表示伞系充满阻力特征参数。所述步骤6)中各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CDS)p的具体确定方法为：伞系拉直阻力特征参数(CDS)pL、伞系收口阻力特征参数(CDS)pS、伞系充满阻力特征参数(CDS)pM由减速着陆系统方案设计直接给出设计值，伞系收口充气阻力特征参数(CDS)pC＝[((CDS)pS-(CDS)pL)/tpc]×(t-tpL)+(CDS)pL，伞系解除收口充气阻力特征参数(CDS)pJ＝[((CDS)pM-(CDS)pS)/tpJ2]×(t-tpL)2+(CDS)pS；其中，t表示伞系当前工作时刻；tpL表示伞系拉直时刻；tpC表示伞系收口充气时刻；tpJ表示伞系解除收口充气开始时刻；(CDS)pL表示伞系拉直阻力特征参数；(CDS)pC表示伞系收口充气阻力特征参数；(CDS)pS表示伞系收口阻力特征参数；(CDS)pJ表示伞系解除收口充气阻力特征参数；(CDS)pM表示伞系充满阻力特征参数。本专利技术与现有技术相比的积极效果：1、本专利技术提出了一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正计算方法，在载人航天工程中的应用证明了该方法的有效性；2、本专利技术利用阻力特征参数匹配方法对各个工作阶段进行求解，利用工作模式与工作阶段分解实现了多工作模式下的精确风修；3、当工作模式中包含的伞系增加，工作阶段增多，本专利技术可扩展算法求解流程，依步嵌套实现求解，从而有利于提高航天器风修正的可靠性和落点偏差量控制；4、该多工作模式的风修正计算方法简单易行，可以用于其他航天器减速着陆系统设计领域。附图说明图1本专利技术方法流程示意图；图2本专利技术的工作条件及原理示意图。具体实施方式如图1所示为本专利技术流程图，下面对本专利技术方法作进一步说明。(1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点h0，着陆场高程值h1，确定待分析任务风修正高度范围，测量获得着陆场气象参数值，包含高程值h，风向角α，风速w；(2)获得待分析任务航天器返回舱返回再入参数，包含初始速度u0，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，其特征在于步骤如下：1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点h0，着陆场高程值h1，确定待分析任务风修正高度范围；测量获得着陆场高程值h，风向角α，风速w；2)获得待分析任务航天器返回舱的初始速度u0、初始方位角A、弹道倾角θ、地球半径值r以及理论着陆点经纬度λ0、φ0，依据航天器返回舱减速着陆系统遥测参数，确定待分析任务的工作模式；所述航天器返回舱减速着陆系统遥测参数包括减速着陆系统开关参数、开伞状态判别参数；3)根据减速着陆系统方案设计的功能要求、减速效能指标及系统布局，确认减速着陆系统的降落伞系组成，得到对应待分析任务工作模式下包含的工作阶段，包括降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满阶段；4)确定对应待分析任务工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数mi，即获得单舱、弹伞舱盖、拉伞各工作特征时刻的质量参数值；5)计算获得降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满上述各工作阶段的特征时间tp；6)采用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，确定各工作阶段选用工作时间tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CDS)p；7)将所得到的包含高程值h、风向角α、风速w的着陆场气象参数值，包含初始速度u0、初始方位角A、弹道倾角θ、地球半径r以及理论着陆点经度λ0、纬度φ0的航天器返回舱返回再入参数，各工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参数mi，不同工作阶段的特征时间tp，不同工作阶段的降落伞阻力特征参数(CDS)p，带入到降落伞系各工作阶段特征动力学计算程序中，得到各工作阶段的航向风修正量ΔRLi和横向风修正量ΔZi，根据待分析任务工作模式包含的工作阶段数，求和各工作阶段下的ΔRLi和ΔZi，其中ΔRLi和ΔZi对应于第i个工作阶段；进而得到待分析任务工作模式下的风修正量ΔRL和ΔZ；8)根据公式Δλ＝‑(ΔRLsinA+ΔZcosA)/[cos(φ0+Δφ)(r+h1)]，Δφ＝‑(ΔRLcosA‑ΔZsinA)/(r+h1)计算得到待分析任务风修正的经纬度偏差量Δλ、Δφ；其中，ΔRL为该工作模式下航向风修正量；ΔZ为该工作模式下横向风修正量；A为初始方位角；r为地球半径；h1为着陆场高程值；φ0为理论着陆点纬度；9)将本方法计算得到的该经纬度偏差量Δλ、Δφ作为航天器的注入参数，发送给航天器控制系统，对落点进行精确控制。...

【技术特征摘要】
1.一种用于航天器减速着陆段多工作模式的风修正方法，其特征在于步骤
如下：
1)根据航天器减速着陆系统开伞瞄准点h0，着陆场高程值h1，确定待分
析任务风修正高度范围；测量获得着陆场高程值h，风向角α，风速w；
2)获得待分析任务航天器返回舱的初始速度u0、初始方位角A、弹道倾
角θ、地球半径值r以及理论着陆点经纬度λ0、φ0，依据航天器返回舱减速
着陆系统遥测参数，确定待分析任务的工作模式；所述航天器返回舱减速着陆
系统遥测参数包括减速着陆系统开关参数、开伞状态判别参数；
3)根据减速着陆系统方案设计的功能要求、减速效能指标及系统布局，确
认减速着陆系统的降落伞系组成，得到对应待分析任务工作模式下包含的工作
阶段，包括降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满阶段；
4)确定对应待分析任务工作模式下各工作阶段划分点的舱伞系统的质量参
数mi，即获得单舱、弹伞舱盖、拉伞各工作特征时刻的质量参数值；
5)计算获得降落伞系拉直、收口充气、收口充满、解除收口充气、全充满
上述各工作阶段的特征时间tp；
6)采用阻力特征参数与工作阶段匹配方法，确定各工作阶段选用工作时间
tp变化对应的降落伞系阻力特征参数(CDS)p；
7)将所得到的包含高程值h、风向角α、风速w的着陆场气象参数值，
包含初始速度u0、初始方位角A、弹道倾角θ、地球半径r以及理论着陆点经
度λ0、纬度φ0的航天器返回舱返回再入参数，各工作模式下各工作阶段划分
点的舱伞系统的质量参数mi，不同工作阶段的特征时间tp，不同工作阶段的降
落伞阻力特征参数(CDS)p，带入到降落伞系各工作阶段特征动力学计算程序
中，得到各工作阶段的航向风修正量ΔRLi和横向风修正量ΔZi，根据待分析任
务工作模式包含的工作阶段数，求和各工作阶段下的ΔRLi和ΔZi，其中ΔRLi和ΔZi对应于第i个工作阶段；进而得到待分析任务工作模式下的风修正量Δ

\tRL和ΔZ；
8)根据公式Δλ＝-(ΔRLsinA+ΔZcosA)/[cos(φ0+Δφ)(r+h1)]，
Δφ＝-(ΔRLcosA-ΔZsinA)/(r+h1)计算得到待分析任务风修正的经纬度
偏差量Δλ、Δφ；...

【专利技术属性】
技术研发人员：贾贺，高树义，荣伟，吴世通，雷江利，卢齐跃，
申请(专利权)人：北京空间机电研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11