針對再入飛行器離軌制動問題,在考慮地球引力J2項攝動及有限推力影響下,設計了一種航天器自主離軌制動控制算法。該算法根據(jù)再入點狀態(tài)約束,確定了離軌過渡軌道的平均軌道根數(shù)及其與離軌待命軌道平均軌道根數(shù)的關系,從而得到制動參數(shù)初值。通過在線數(shù)值遞推軌跡,實時預報再入點瞬時軌道根數(shù)并計算再入點航跡傾角,當預報的航跡傾角滿足約束條件時結束制動,并根據(jù)再入點緯度幅角誤差修正制動起始點,從而修正制動參數(shù)。制動過程中,在考慮了J2項攝動影響下實時預報再入點瞬時軌道根數(shù),依據(jù)實際任務需求確定關機時機。最后通過考慮初始狀態(tài)誤差、質量誤差、推力誤差以及姿態(tài)誤差情況下的蒙特卡洛打靶仿真,分析了不同關機策略的落點散布特性,檢驗了該算法的自主決策和高精度再入點控制能力。

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圖1 uopen迭代流程圖

f(t)=-arccos[a(t)(1-e2(t))/rE-1.0]e(t)(26)將真近點角f(t)=ω(t)+u(t),代入式(3)得到再入點速度傾角γ(t)。當再入角滿足γ(t)≤γE時,結束制動,并記錄下累計制動速度增量ΔVset。

圖3 制動速度增量迭代曲線

圖2制動開機點緯度幅角迭代曲線圖4再入點緯度誤差迭代曲線

圖4 再入點緯度誤差迭代曲線

圖3制動速度增量迭代曲線仿真算例可以看出,5次迭代后再入點緯度幅角誤差收斂至0.01度范圍內,對應的縱向位置誤差在1km以內。由于迭代過程是以軌道根數(shù)預估的慣性傾角作為制動關機點,數(shù)值遞推得到的再入點慣性傾角誤差僅來源于預報誤差。

圖5 再入點慣性速度誤差迭代曲線

仿真算例可以看出,5次迭代后再入點緯度幅角誤差收斂至0.01度范圍內,對應的縱向位置誤差在1km以內。由于迭代過程是以軌道根數(shù)預估的慣性傾角作為制動關機點,數(shù)值遞推得到的再入點慣性傾角誤差僅來源于預報誤差。圖6制動角與再入速度誤差的關系

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