針對(duì)再入飛行器離軌制動(dòng)問題,在考慮地球引力J2項(xiàng)攝動(dòng)及有限推力影響下,設(shè)計(jì)了一種航天器自主離軌制動(dòng)控制算法。該算法根據(jù)再入點(diǎn)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(guān)系,從而得到制動(dòng)參數(shù)初值。通過在線數(shù)值遞推軌跡,實(shí)時(shí)預(yù)報(bào)再入點(diǎn)瞬時(shí)軌道根數(shù)并計(jì)算再入點(diǎn)航跡傾角,當(dāng)預(yù)報(bào)的航跡傾角滿足約束條件時(shí)結(jié)束制動(dòng),并根據(jù)再入點(diǎn)緯度幅角誤差修正制動(dòng)起始點(diǎn),從而修正制動(dòng)參數(shù)。制動(dòng)過程中,在考慮了J2項(xiàng)攝動(dòng)影響下實(shí)時(shí)預(yù)報(bào)再入點(diǎn)瞬時(shí)軌道根數(shù),依據(jù)實(shí)際任務(wù)需求確定關(guān)機(jī)時(shí)機(jī)。最后通過考慮初始狀態(tài)誤差、質(zhì)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(guān)機(jī)策略的落點(diǎn)散布特性,檢驗(yàn)了該算法的自主決策和高精度再入點(diǎn)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(diǎn)角f(t)=ω(t)+u(t),代入式(3)得到再入點(diǎn)速度傾角γ(t)。當(dāng)再入角滿足γ(t)≤γE時(shí),結(jié)束制動(dòng),并記錄下累計(jì)制動(dòng)速度增量ΔVset。

圖3 制動(dòng)速度增量迭代曲線

圖2制動(dòng)開機(jī)點(diǎn)緯度幅角迭代曲線圖4再入點(diǎn)緯度誤差迭代曲線

圖4 再入點(diǎn)緯度誤差迭代曲線

圖3制動(dòng)速度增量迭代曲線仿真算例可以看出,5次迭代后再入點(diǎn)緯度幅角誤差收斂至0.01度范圍內(nèi),對(duì)應(yīng)的縱向位置誤差在1km以內(nèi)。由于迭代過程是以軌道根數(shù)預(yù)估的慣性傾角作為制動(dòng)關(guān)機(jī)點(diǎn),數(shù)值遞推得到的再入點(diǎn)慣性傾角誤差僅來源于預(yù)報(bào)誤差。

圖5 再入點(diǎn)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(diǎn)緯度幅角誤差收斂至0.01度范圍內(nèi),對(duì)應(yīng)的縱向位置誤差在1km以內(nèi)。由于迭代過程是以軌道根數(shù)預(yù)估的慣性傾角作為制動(dòng)關(guān)機(jī)點(diǎn),數(shù)值遞推得到的再入點(diǎn)慣性傾角誤差僅來源于預(yù)報(bào)誤差。圖6制動(dòng)角與再入速度誤差的關(guān)系

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