在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法技术

本发明专利技术公开了一种在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法，包括：步骤一，基于轨道计算得出的飞行器轨道模拟数据，采用线性回归算法建立等效攻角与飞行器轨道之间的拟合模型；步骤二，将航天器测控地面站给出的真实飞行器轨道星历数据输入至拟合模型中，得到对应的等效攻角。本发明专利技术提供一种在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法，因其引入了人工智能的线性回归算法，利用轨道计算得出的飞行器轨道模拟数据，建立等效攻角与飞行器轨道之间的拟合模型，再将航天器测控地面站给出的真实的飞行器轨道星历数据输入此模型，以在相同计算量的条件下，得到更为准确的等效攻角，从而提高大型航天器旋转轨降再入预报的精准度。天器旋转轨降再入预报的精准度。天器旋转轨降再入预报的精准度。

【技术实现步骤摘要】
在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法


[0001]本专利技术涉及卫星及应用产品领域。更具体地说，本专利技术涉及一种适用于大型航天器旋转轨降再入预报中对等效攻角进行计算时，采用的在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法。

技术介绍

[0002]大型航天器在处于无控飞行状态后，不仅存在随质心的三自由度轨道运动，还存在绕质心的自旋转动。自旋航天器飞行姿态上的不确定性会严重影响空气动力特性预测结果，进而影响轨道预报的精度。
[0003]根据空气动力学理论，航天器所受大气阻力如下：
[0004][0005]其中，S为参考面积，一般取为航天器的特征面积，如底部面积或最大横截面积，ρ是大气密度，由大气模型决定，例如msise00模型。V是航天器相对于大气的飞行速度，取相对于地固系的速度。阻力系数C
d
与航天器具体外形、飞行高度、速度和姿态(攻角、侧滑角)有关。
[0006]为简化计算模型，可将参考面积S作为固定不变的无量纲参考量，并可根据空间观测中心发布的轨道历史数据某航天器日衰减量与外测轨道星历，结合某航天器气动力特性，拟合得到当地时刻及其后某航天器旋转型轨降过程飞行航迹直接积分高精度计算模型等效攻角，以此等效攻角作为轨道衰降预报气动阻力计算的等效姿态角。若采用等效攻角计算，则飞行器阻力系数C
d
的计算依赖于等效攻角、飞行速度和飞行高度。
[0007]根据文献《基于等效攻角的气动融合轨道直接积分计算无控航天器轨降研究》，现有方法是：/>[0008](1)估算等效攻角α
d
的范围:α1≤α
d
≤α2，在此范围内取n个离散点α
i
(i＝1,2,
…
,n)；
[0009](2)选择外测轨道星历数据中m个点的位置数据r
o，j
(j＝1，2，
…
，m)作为比较数据；
[0010](3)选择该历史弧段的起点作为轨道计算初始点，对于每个攻角的离散值α
i
，都进行一次轨道计算，计算相同时刻模拟的轨道与m个要比较的历史位置数据距离的平均值E
d,i
；
[0011][0012]式中，r
c，j
是与r
o，j
在相同时刻的模拟数据。为了加快计算速度，可在计算集群上采用并行计算技术，用n个计算核心分别计算n条轨道。
[0013](4)当(α
i
,E
d,i
)序列获得后，则等效攻角α
d
为E
d
最小值时对应的攻角，即：
[0014]E
d
(α
d
)＝minE
d
(α
i
)；
[0015]然而，现有的等效攻角取值来源于人工取值或是均匀取值的离散点α
i
(i＝1,2,
…
,n)，而这些离散点之间的间隔往往会成为误差的重要来源。

技术实现思路

[0016]本专利技术的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
[0017]为了实现根据本专利技术的这些目的和其它优点，提供了一种在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法，包括：
[0018]步骤一，基于轨道计算得出的飞行器轨道模拟数据，采用线性回归算法建立等效攻角与飞行器轨道之间的拟合模型；
[0019]步骤二，将航天器测控地面站给出的真实飞行器轨道星历数据输入至拟合模型中，得到对应的等效攻角。
[0020]优选的是，在步骤一中，还包括基于轨道计算得出的飞行器轨道模拟数据，建立等效攻角与对应飞行器轨道的数据库；
[0021]其中，所述数据库的建立被配置为包括：
[0022]S10,估算等效攻角α
d
的范围:α1≤α
d
≤α2，在此范围内取n个离散点α
i
(i＝1,2,
…
,n)；
[0023]S11，选择外测轨道星历数据中m个点的位置数据r
o，j
(j＝1，2，
…
，m)作为比较数据；
[0024]S12，选择历史弧段的起点作为轨道计算初始点，对于每个攻角的离散值α
i
，都进行一次轨道计算，得出等效攻角α
d
与对应飞行器轨道组成的数据库。
[0025]优选的是，在步骤一中，所述拟合模型的建立被配置为包括：
[0026]S13，基于S12得出的数据库，以轨道数据作为输入数据，以对应的等效攻角作为输出数据，基于线性回归算法建立拟合模型。
[0027]优选的是，所述线性回归算法被配置为采用最小二乘法；
[0028]其中，采用最小二乘法得到等效攻角α
d
在预定范围内最终取值点ω的方法被配置为包括：
[0029]设(x,y)是一对观测量，且x＝[x1，x2，
…
，x
n
]T
∈R
n
，y＝R，满足以下的拟合曲线：
[0030]y＝f(x，ω)；
[0031]其中，ω＝[ω1，ω2，
…
，ω
n
]T
为由n个待定参数组成的矢量；
[0032]对于给定的m组观测数据(x
i
，y
i
)(i＝1，2，
…
，m)，求解目标函数
[0033][0034]以在计算函数y＝f(x，ω)得到的预测结果与真实结果y
′
的最小方差，在方差最小时，将对应的ω＝[ω1，ω2，
…
，ω
n
]T
作为最终的取值点。
[0035]本专利技术至少包括以下有益效果：本专利技术的等效攻角取法，该方法引入了人工智能的线性回归算法，利用轨道计算得出的飞行器轨道模拟数据，建立等效攻角与飞行器轨道
之间的拟合模型，再将航天器测控地面站给出的真实的飞行器轨道星历数据输入此模型，从而在相同计算量的条件下，得到更为准确的等效攻角，从而提高大型航天器旋转轨降再入预报的结果精准度。
[0036]本专利技术的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本专利技术的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
[0037]图1为本专利技术步骤一中采用最小二乘法拟合曲线的效果图；
[0038]图2为采用本专利技术的方法以及现有技术对大型飞行器无控飞行轨道衰降长弧段预报结果对比图。
具体实施方式
[0039]下面结合附图对本专利技术做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
[0040]图1示出了根据本专利技术的一种在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角方法的实现形式，其中包括：
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法，其特征在于，包括：步骤一，基于轨道计算得出的飞行器轨道模拟数据，采用线性回归算法建立等效攻角与飞行器轨道之间的拟合模型；步骤二，将航天器测控地面站给出的真实飞行器轨道星历数据输入至拟合模型中，得到对应的等效攻角。2.如权利要求1所述的在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法，其特征在于，在步骤一中，还包括基于轨道计算得出的飞行器轨道模拟数据，建立等效攻角与对应飞行器轨道的数据库；其中，所述数据库的建立被配置为包括：S10,估算等效攻角α
d
的范围:α1≤α
d
≤α2，在此范围内取n个离散点α
i
(i＝1,2,
…
,n)；S11，选择外测轨道星历数据中m个点的位置数据r
o，j
(j＝1，2，
…
，m)作为比较数据；S12，选择历史弧段的起点作为轨道计算初始点，对于每个攻角的离散值α
i
，都进行一次轨道计算，得出等效攻角α
d
与对应飞行器轨道组成的数据库。3.如权利要求2所述的在航天器再入预报中基于线性回归算法取等效攻角的方法，其特征在于，在步骤一中，所述拟合模型的建立...

【专利技术属性】
技术研发人员：李志辉，党雷宁，彭傲平，蒋新宇，唐小伟，张子彬，党德鹏，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所北京师范大学，
类型：发明
国别省市：